Пакет vs Тандем

[Bell]

Шестопер, я понимаю, что вы великий поклонник и защитник производства ракет на космодроме, больших диаметров, сверхмощных ЖРД и подвесных баков, но право, постоянно муссирование вами этй темы уже несколько напрягает. Вам уже неоднократно разъяснялись наиболее очевидные проблемы этого дела, но вы упрямо игнорируете критику. Есть один такой товарищ, широко известный в узких кругах, который как не заведёт тему - обязательно про взрыволет Орион. Это уже вызывает рефлекторную реакцию, смесь раздражения и смеха. Короче, вы перегибаете палку и испытываете терпение окружающих. Я не утверждаю, что ваши идеи бредовы и вредны, просто не надо пихать это дело во все места.
Заведите отдельный топик на эту тему и там ее ведите, холите, лелейте и вообще поддерживайте. Будет вам честь и хвала.

Вобщем вы учтите, что внешне ваши сообщения напоминают известный номер Петросяна про шпингалетный завод.

[Shestoper]

Вы не волнуйтесь, мания у меня ещё не развилась.

В данном случае я просто указываю на способы выжать максимум возможного из потенциальных преимуществ тандема.

Плюсы пакета - транспортировка по ж/д стандартных 4-метровых блоков.
Плюсы сварки баков на космодроме или транспортировки по воде - создание моноблочных тандемов любых мыслимых диаметров с простой конструкцией и высоким массовым совершенством.

Космические носители зародились из военных МБР относительно небольших размеров - им по должности положено транспортироваться по ж/д до стартовых позиций.
Для тяжелых и сверхтяжелых носителей отказ от этого способа транспортировки имеет как плюсы, так и минусы. Причем эти плюсы и минусы тесно связаны с особенностями пакета и тандема.

А перспективный ряд носителей я тут рассмотрел потому, что нужно знать - сколько типовых моделей носителей нам нужно, оправдано ли для каждого носителя производство тандема опеределенного диаметра. Или экономически выгоднее собирать пакет из стандартных "кубиков", пусть он будет и неоптимален с точки зрения физики.

[Александр Ч.]

Разные диаметры боковух и центра сверхтяжёлых РН имхо оправдываются, если в обычной цивильно-коммерческой жизни боковуха- 1ая ступень РН на диапазон 8-19т, а центр- РН над диапазон 20-40т. .

Если боковушку использовать как первую ступень среднего носителя, то в этой роли она будет сильно перетяжелена, так как в составе пакета должна держать изгибающие нагрузки.

А кто заставляет использовать именно боковой блок в качестве первой ступени?

[Shestoper]

Я так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  

[Bell]

Я так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  

Но хруники же как-то эту проблему решили на УРМах? И получили отличное совершенство. Почему нельзя применять такую же схему стыковки и разгружения блоков.

[Shestoper]

Я так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  

Но хруники же как-то эту проблему решили на УРМах? И получили отличное совершенство. Почему нельзя применять такую же схему стыковки и разгружения блоков.

Во-первых у УРМов низкая стартовая тяговооруженность - всего 1,52, это очень мало для первой ступени.
У первой ступени Зенита тяговооруженность 2,1.
Так что у УРМа высокое массове совершенство в том числе за счет легкого маленького двигателя. Чтобы корректно сравнивать массу конструкции баков, нужно двигатель УРМа увеличить в полтора раза.
Массовое совершенство УРМа 0,071, первой ступени Зенита - 0,096.

Во, вторых, на Ангаре применяется надкалиберная верхняя ступень, в конический переходник которой упираются УРМы. Почему бы в таком случае не сделать и нижнюю ступень моноблоком увеличенного диаметра?

В-третьих у УРМов массовое совершенство неплохое. Но у первой ступени Сатурн-5 оно было 0,063 при стартовой тяговооруженности 1,6.
Это при том, что первая ступень Сатурна по сравнению со второй имела всё-таки немаленькое удлинение и не имела совмещенных днищ баков.

При малом удлинении, совмещенных днищах и стартовой тяговооруженности на уровне УРМов для керосинового моноблока реально получить массовое совершенство в районе 0,05.

[STS]

Во, вторых, на Ангаре применяется надкалиберная верхняя ступень, в конический переходник которой упираются УРМы. Почему бы в таком случае не сделать и нижнюю ступень моноблоком увеличенного диаметра?

Я плакал...

[Александр Ч.]

Я так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  

Основные отличия модульного блока А "Энергия" от модуля первой ступени "Зенита" сводились к различным в толщине обечайкам баков, а также к различиям в схеме и органах управления двигателем. Блок А в связи с несимметричной нагрузкой, приходящей от точки его бокового крепления в силовой схеме ракеты, вынужден работать на изгибающую нагрузку.

     Двигатель РД-170 одинаковой конструкции имеет разные варианты качения и органов управления отклонением камер. Камеры сгорания при управлении ракетой в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя, через центр. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. Камеры сгорания двигателя РД-170 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
     Остальные системы и конструкции, в том числе агрегаты пневмогидравлической системы (ПГС) обеспечения питания топливом и сама двигательная установка (ДУ), унифицированы. Даже при разной силовой схеме модулей блока А и первой ступени приняты единые размеры и закладные детали, под которыми понимаются заготовки шпангоутов, фланцев и других элементов баков и корпуса

Я это трактую, как невозможность использования первой ступени Зенита в качестве бокового блока Энергии.

[fagot]

Да и массовое совершенство Зенита почему-то занижено. Малое удлинение вообще где-то в хвосте перечня способов улучшения совершенства.

[hcube]

Дело в том, что космодром территориально ОЧЕНЬ не совпадает с производством. А производство в свою очередь размещено в разных местах - одни умеют делать движки, другие баки, третьи ГО.

Я не спорю, если есть голая площадка и энцать терабаксов, действительно, можно делать поточную линию для тандемов 40-тонников и пускать их 2 раза в день. Но стоить такая линия будет.... я не знаю, сколько она будет стоить. Думаю, сопоставимо со ВСЕЙ космической программой СССР или США - т.е. в пересчете на наши деньги - сотни миллиардов баксов. По сравнению с этим неэффективность блочной компоновки - которая при всех ее недостатках делается там где ее СЕЙЧАС можно сделать, просто пшик ;-).

Кроме того, есть вполне обьективные сложности в проектированиии РН на 10кт. Которые приведут к тому, что мю ПН у нее будет НИЖЕ чем у РН на 3 и даже 1 кт. А стоимость на единицу сухой массы - наоборот выше. И все это для того, чтобы запустить 200-тонный моногруз? А если понадобится 2кт моногруз запустить, что будем делать? РН на 100 кт?

Наиболее правильный способ - это НЕБОЛЬШИЕ РН - максимум 60-80 тонн ПН, лучше 40, которые доставляют крупные блоки высокой степени готовности, из которых на орбите происходит монтаж конструкции. Не готовые модули станции, а куски модулей, отдельные топливные баки и т.д. Экипаж же и мелочовка вообще может ротироваться АКС.

[Shestoper]

Дело в том, что космодром территориально ОЧЕНЬ не совпадает с производством. А производство в свою очередь размещено в разных местах - одни умеют делать движки, другие баки, третьи ГО.

Я не спорю, если есть голая площадка и энцать терабаксов, действительно, можно делать поточную линию для тандемов 40-тонников и пускать их 2 раза в день. Но стоить такая линия будет.... я не знаю, сколько она будет стоить. Думаю, сопоставимо со ВСЕЙ космической программой СССР или США - т.е. в пересчете на наши деньги - сотни миллиардов баксов. По сравнению с этим неэффективность блочной компоновки - которая при всех ее недостатках делается там где ее СЕЙЧАС можно сделать, просто пшик ;-).

Если на месторождении бокситов построить производственный комплекс, который с начинает с добычи руды для выплавки алюминия, а заканчивает пуском готовой ракеты - тогда да, стоить такой комплекс с нуля будет немало.  

Но я ведь речь веду только про сварку баков большого диаметра на космодроме. На космодром привозят готовые панели размером примерно 3х10 метров - гнутые, с фрезерованной вафлей и приваренным каркасом. Из этих панелей сварить бак, вварить трубопроводы, поставить двигатели, систему управления - задача вполне решаемая. Примерно так делали Н-1, а ведь на неё потратили куда меньше средств, чем на Сатурн-Аполлон.
Стенд для первой ступени строить Королев пожадничал, а сварочный цех на космодроме - нет. Стало быть этот цех был не столь уж дорогим.

Кроме того, есть вполне обьективные сложности в проектированиии РН на 10кт. Которые приведут к тому, что мю ПН у нее будет НИЖЕ чем у РН на 3 и даже 1 кт. А стоимость на единицу сухой массы - наоборот выше. И все это для того, чтобы запустить 200-тонный моногруз?

Всё это для того, чтобы запустить 300-тонный моногруз (50-тонник на одном двигателе, 300-тонник на 6).
Объективные сложности конечно есть. Но есть и объективные методы их преодоления.

Почему так опасны акустические нагрузки для больших ракет? Потому что их мощность растет пропорционально мощности двигателей, а рычаги сил вибраций растут пропроционально размерам ракеты. Грубо говоря, увеличив линейные размеры ракеты в 2 раза и массу в 8 раз, при прочих равных получаем рост моментов сил в 16 раз. Именно поэтому корпус больших ракет нужно усиливать непропорционально росту массы.
Но тут тоже есть свои хитрости:

Во-первых выгодно не делать ракету длинной, чтобы корпус был максимально жестким. Мой тандем именно такой - при диаметре 20 метров длина около 120, на уровне Н-1 и Сатурна-5.

Во-вторых корпуса баков лучше подкрепить наборным каркасом из стрингеров и шпангоутов высотой порядка метра, тогда они будут более жесткими и намного устойчивее к колебаниям. И это есть в моем проекте - стрингеры и шпангоуты будут изготовлены из двухтавровых балок с вырезанными в них для облегчения отверстиями.

В-третьих, давайте посмотрим на само возникновение акустических нагрузок: они пропорциональны четвертой степени числа Маха в истекающей газовой струе.
На первой ступени моего носителя будут применяться двигатели открытой схемы с умереным УИ, около 290 с на метане (метан удобен для получения малоопасного "сладкого" газогенераторного газа, а также для создания совмещенного днища без теплоизоляции между баками горючего и окислителя).
Поскольку продукты сгорания метана имеют меньший средний молекулярный вес, то по сравнению с РД-170 число Маха в выхлопе такого двигателя будет меньше процетов на 10. При равной тяге это дает снижение акустических нагрузок в 1,46 раза.
Ненапряженные двигатели не только повышают надежность ракеты, снижают потребную мощность ТНА и стоимость двигателей, но и уменьшают акустические нагрузки (правда платить за это надо некоторым сниженим мю ПН).

Был детально проработан проект носителя Вулкан, у него на первой ступени должно было быть 8 РД-170. Это 5920 тонн тяги на старте.
Уровень акустических нагрузок должен быть высок, но подачей воды в струи двигателей на старте они снижались до приемлимого уровня.
У моего носителя на первой ступени - 6 двигателей по 2000 тонн.
Акустические нагрузки Вулкана соответствут 8650 тоннам тяги моих двигателей.
Как видим, нагрузки при старте моего носителя будут только на 39% выше, чем у Вулкана. Это при том, что мой носитель вдвое массивнее, а его вафельный корпус подкреплен жестким каркасом из стрингеров и шпангоутов большой высоты (у Вулкана была обычная вафля).
На единицу массы конструкции ракеты у меня получаются даже меньшие нагрузки, чем у Вулкана.

Поэтому даже для 10-кт носителя акустические нагрузки не предcтавляют нерешаемой задачи, если конструировать с умом.

Наиболее правильный способ - это НЕБОЛЬШИЕ РН - максимум 60-80 тонн ПН, лучше 40, которые доставляют крупные блоки высокой степени готовности, из которых на орбите происходит монтаж конструкции. Не готовые модули станции, а куски модулей, отдельные топливные баки и т.д. Экипаж же и мелочовка вообще может ротироваться АКС.

"И эти люди запрещают мне ковыряться в носу!"    :shock:
Сборка на орбите модулей из отдельных кусков - вот это действительно очень сложная, трудоемкая и дорогостоящая задача.
Тащить туда все необходимое оборудование, варить в условиях открытого космоса, проверять надежность...

Это технически реализуемо, но зачем? 50-тонные модули в принципе подходят для любой мыслимой ОС.
У меня кстати для этих целей предусмотрен 50-60-тонный носитель, c одним сверхмощным двигателем на ступень.

Другое дело что для смены экипажа Лунной базы и её снабжения нужно не меньше 4-5 пусков 50-тонника, причем два раза в год, так что за год до 10 - тут уже проще два раза запустить 300-тонник.
600-тонный марсианский корабль можно собрать 12 пусками 50-тонника, или всего двумя - 300-тонника.

Супертяж нужен для таких вот масштабных проектов - полетов к Луне и планетам, быстрого вывода за 1-2 пуска орбитальных станций.
А 50-тонником можно пускать АМС, спутники на геостационар, выводить дополнительные модули ОС c новым оборудованием - для реализации станции-облака.

[Shestoper]

Ладно, "предельный случай" тандема вроде обсудили.  

А что является таким "предельным вариантом" для пакета?
Нечто вроде УР-700?

[MGouchkov]

Разные диаметры боковух и центра сверхтяжёлых РН имхо оправдываются, если в обычной цивильно-коммерческой жизни боковуха- 1ая ступень РН на диапазон 8-19т, а центр- РН над диапазон 20-40т. .

Если боковушку использовать как первую ступень среднего носителя, то в этой роли она будет сильно перетяжелена, так как в составе пакета должна держать изгибающие нагрузки.
А если первую ступень 40-тонника использовать как вторую ступень супертяжа - на ней будет стоять двигатель с земным соплом, в пустоте он будет недобирать УИ.

Вообще какие носители нам нужны? Нишу легких - закрываем утилизируемыми МБР.
20-25-тонник для пусков спутников на околоземку и пилотируемых полетов.
40-60-тонник - для запуска АМС, спутников на геостационар, модулей ОС (по грузоподъемности - аналогг первоначального варианта Н-1).
Для экспедиций к планетам, пуска сверхтяжелых АМС, ОС целиком - для максимальной эффективности нужен минимум 200 тонник, а не вредно и больше. 100-тонник оказывается не особо и нужен. Для коммерческих пусков он велик, а для межпланетных полетов маловат, межпланетные корабли удобнее собирать из более крупных кубиков.

Так что думаю целесообразно создание трех специализированных тандемов - на 25, 60 и примерно 350 тонн.
При этом 60-тонник и 350-тонник можно унифицировать по двигателям: на 60-тоннике по одному двигателю на ступень, на 350-тоннике - по шесть.
Это позволит выпускать сверхмощные двигатели более крупной серией и уменьшить их стоимость.
А на 25-тоннике на первую ступень можно ставить 2-камерную версию сверхмощного 4-камерного двигателя, как РД-180 получили из РД-170.

Диаметры у тандемов можно сделать 6, 7,7 и 20 метров. Два первых уже освоены в производстве.

 Ой как много всего  :shock:, но подфорум- не только "средства выведения", но и "другие техвопросы", так что постараюсь ответить по пунктам:
 1- ЧтО чтО о полной идентичности блока "меньшей" РН тандема и боковухи возможного сверхтяжа печь не идёт- думал понятно.
 В моём предложении, мой "фикс"- сочетание спасаемого на парашютах многоразового блока  ненапряжных ЖРД с _уменьшенным_ тем _объёмом_межполёта_  и c системой управления, с одноразовым баковым блоком,  создаёт возможность использовать или многоразовый блок или ЖРД с него в сочетании с баковыми блоками мне понятно что в итоге- разными в "меньшей РН" и в боковухе сверхтяжа.
 Имхо, важно что бы баковые блоки могли бы делаться на одной линии (потому- унифицированного диаметра; 5.5м hcube) из одних и тех же соответствующих по технологии материалов.
 Примечательно имхо, что при всех фактах приведёных далее по треду из книги Губанова, идея "N Зенитов" циркулирует по умам годы, начиная с самого КБ Южное в его предложении 11К37.    
 В моём варианте меньшая РН и боковуха сверхтяжа- родственники больше чем боковуха "Энергии" и "Зенит" но не идентичны.
 
 2(Про оптимальность работы ЖРД "1о/2ой ступени в пакете),-
 Возникала у меня такая идея,- ещё и для того что бы борьба с избыточным ускорением в конце работы 2ой ступени была с увеличением эффективности (а не с падением как падает УИ при дросселировании), как _последовательная_работа_ ЖРД_центра._   При старте на центре включаются 3 из 5ти двигателей центра (с земными соплами). Потом- понятно, сначала 2 крайних выключаются, работает центральный, включаются два других крайних с высотными соплами и выключается центральный (сразу после этого боковухи и уходят).  
  За счёт такого, кроме проблемы с ускорениями ещё и в центральном баковом блоке за счёт его бОльшего диаметра остаётся топливо для следующего участка, при том что длины (до "силового пояса") он с боковухами практически одинаков. И это может быть проще чем запитывать ЖРД центра при старте от баков боковух. (Хотя думается энергетически наиболее выгодна именно такая схема,- "псевдоперелив" без _"статичного_ буфера" :idea:)

Имхо, понятно что идея с последовательно работой двигателей центра может быть оправдвна только если при использовании надёжных многоразовых ЖРД ресурмс которых мы экономим.

3- Про изгибающие нагрузки (коль баковые блоки меньшего тандема и боковухи не полностью идентичны) опыт решения проблем уже достаточно большой в разных странах.

4.- Какие РН нужны для чего:
 Некое подтверждение каких "моих идей" о развитии космонавтики- вообще, но в контексте мысли Дмитрия о том что бороться следует более не за снижение стоимости выводимого кг (снижение принципиальное- больше чем на порядок имхо так же фантастично как и способная на такое гравицапа   :lol: ), но за повышение эффективности, в частности ещё возникало со ссылкой на Г.Гречко:
  Широкоспециализированных большие платформы- "хабы", с предусмортенным посещением и регламентом/ремонтом/апгрейтом, специализация которых задаётся геометрией орбит разных из этих "хабов".
 "Хаб" предоставляет Заказчику с его аппаратурой, в нулевых- размещение частей аппаратуры при необходимости- в гермообъёме и "снаружи", и коммутацию элементов, а дальше-  электропитание основу ориентации и терморегулирования коомуникационную линию с той или иной  пропускной.
 Причём возможных принципов устройства такх "платформ-хабов" мне видиться два (но возможно и их сочетание): Либо аппаратура заказчика установливается внутри и снаружи при запуске или космонавтами при посещении (в таком виде для заказчика по сравнению с современными спутниками, экономия- чисто "платформа"), любо аппаратура заказчика размещается модулях с минимальными свойствами самостоятельного КА -(пристыковаться после запуска к хабу, отстыковаться потом).
 Таких "подплатформ" предоставляемых заказчикам я вижу типов до 7ми (разных по размеру, наличию герметизированного отсека с люком в стыковочном узле туда, наличию возвращаемого аппарата, и для самых больших- числу гермоотсеков. (Третий вариант построения хаба вроде бы когда-то упоминал тот же ГГречко- "ОС облако".)    

 (Озираясь,- понятно что в зависимости от аппаратуры, "хабы"- "двойного назначения"  :wink: )

 Итак,- какие РН могут имхо быть нужны: Действительно,- при втором и третьем вариантах построения- и лёгкие.
 
 Но на 2-6тонн, и поэтому относительно конструкции как раз таких РН и современных МБР (лёгких) у меня "гондурас" о "Конестоге"- "ОТРАГЕ"-"УРМ'е".
 Имхо, хорошо бы что бы в проектируемых новых лёгких МБР закладывалось бы как штатное, что бы  после окончания срока боевого дежурства (если за него "Страшный фоллаут Г-день не настал") РДТТ их первых ступеней и может в основе сами первые ступени после штатно проводимого переоборудования, могли бы собитаться до 5ти в такое, с эффективной надкалиберной 2ой ступенью.      

 Что обитаемая ОС такая огромная как МКС может быть необходима для науки,- имхо- сказки, для той науки которой может быть нужна именно пилотируемая ОС имхо достаточно такой больше похожей по масштабам и подходу- на "Мир"- в максимуме со всеми блоками- около 100тонной. Только базовый блок- покомфортабельнее и совершенее;- имхо получается как раз на 40ка тонник.

А вот орбитальный ПКК в такой идеологии нужен не "автобус до МКС", но действительно рабочий,- c отсеком сменных модулей до 5ти-6ти тонн.
 Мне кажется, что такой построенный по принципу "несущий корпус" со сниженной нагрузкой (тем более в таком два ПАО очень хорошо по бокам ОПН компонуются) и парашютной посадкой, может уложиться примерно в 28онн и с ЖРД 2ой ступени на нём (а вот крылатый в такой вес, по опыту "Гермеса"- только "автобус").
 БОльший в "Средиином пути" 5ти двигательный блок 1ой ступени, и есть 1ая ступень ("бустер") для такого ПКК. Дальше он выводит на орбиту себя сам, запитывая ЖРД из внешнего бака рядом с которым стоИт на переходной конструкции сверху 7.5местрового "бустера"  (те при сходстве с "Шаттлом" во внешнем баке сбоку, в отличии от него тандем).

 50ти-60ти тонник, это хабы на высокие орбиты (до ГСО включительно).

 А дальше (в смысле больше) :roll: По моим прикидкам получалось что 150ти тонником можно вообще "удовлетворить самые смелые эротические фантазии"  :roll:  (типа не хочу лунную базу, хочу исследования Луны аналогом санно-гусеничных поездов исследовавших Антарктиду). И это при понятно- многопуске но с приемлимым числом таких, причём РН- "из стандартных (по крайней мере- в изготовлении и эксплуатации) компонентов".

Помня, что из "моей фикс идеи",- и из ненапряжных ЖРД в ней и из дополнительного веса систем спасения, совершенство хуже, полагаю что маскимум из стандартных компонентов "Срединного пути" это немногим более 100тонн.
 Но из стандартных и это имхо очень хорошо, а дальше (в смысле- больше :roll:) воспрос- чтО "глобализированное человечество" готово профинансировать (кроме сменных панелек для сотовых и SUV), и в том как готова система эффективно реализовать апгрейт (6 боковух, запитывание центра от баков боковух).

5 Про двигатели: Когда я впервые обмолвился о своей идее меня упрекнули что "таких ЖРД нет", даже при том что в их идее я основывался на последней по времени НИР (РД-М).
 Сейчас в презенташках почти все стали рекламировать доведения тяги именно до 250ти тонн.
 "Откуда" ЖРД в вашей идее непонятно, и чтО делать если в востребованном меньшем носителе такой там- _один_   откажет на старте,- печально (для СК).

[MGouchkov]

Дело в том, что космодром территориально ОЧЕНЬ не совпадает с производством. А производство в свою очередь размещено в разных местах - одни умеют делать движки, другие баки, третьи ГО.

Наиболее правильный способ - это НЕБОЛЬШИЕ РН - максимум 60-80 тонн ПН, лучше 40, которые доставляют крупные блоки высокой степени готовности, из которых на орбите происходит монтаж конструкции. Не готовые модули станции, а куски модулей, отдельные топливные баки и т.д. Экипаж же и мелочовка вообще может ротироваться АКС.

 Про производство крупных блоков,- чтО авиатранспорт рулит поняли ещё гиганты мысли создавая "Энергию".
 Про 40ка тонник как максимум,- бОльшее число запусков и принципиально бОльший объём работ на орбите, _с_их_обеспечением_ имхо сделает такой подход значимо дороже супертяжа (если такой может быть "из стандартных компонентов").

[Дмитрий В.]

Ладно, "предельный случай" тандема вроде обсудили.  

А что является таким "предельным вариантом" для пакета?
Нечто вроде УР-700?

УР-700М. 16000 тонн стартовой массы.

[Shestoper]

Насколько я понимаю, этот проект детально не прорабатывался? Так, на уровне смелых фантазий?
Во всяком случае остается такое впечатление после изучения доступной в интернете информации по этому проекту.
Просто сложно представить, как в рамках такой компоновки собирались бороться с акустическими нагрузками от такой оравы 600-тонных двигателей.

[октоген]

А может стоит урезать аппетиты 40-тонником? И вложиться в модульное проектирование? А то от 100-200-300 тонников голова кружится:) Чисто фаллические символы обсуждаем:)

Мне перспективная схема видится так: боковушки УРМ такого размера чтобы возить на поезде. ЦБ только водородный, поскольку он один то можно заказать транспортировку  спецсамолетами даже иностранными(на первом этапе).

[hcube]

Можно и так. Но я бы водородной делал только третью ступень/РБ. 50-тонная третья ступень (примерный аналог 3 ступени Протона) в диаметре 4 метра имеет длину порядка 17 метров, с парой 11Д57. Ставим 3 11Д57, доводим длину до 25-30 метров (либо диаметр до 5.5), и получаем вполне нормальную водородную ступень и для выведения ПН на низкую орбиту, и для разгона к Луне.

По поводу недостаточности ПН. 80 тонн ПН с водородом наверху БОЛЕЕ ЧЕМ достаточно для выведения модулей как ОС, так и лунного и марсианского комплексов. Двухпусковая схема в этом случае (первым запускается 'долгохранимый' модуль ПН, вторым - РБ, который по сути представляет собой еще одну третью ступень, только с одним двигателем) дает ПН в 160 тонн - больше чем у Арес-5, притом что сам РН несопоставимо проще и экономически эффективнее за счет простой конструкции и унификации с младшими моделями.
Если же надо ЕЩЕ больше - то применяется стыковка блоков на целевой орбите - т.е. на орбите Луны. Т.е. доставка происходит в 4 пуска - два пуска ПН, два пуска посадочная ступень. Это 80 тонн чистой ПН НА ПОВЕРХНОСТИ ЛУНЫ. И тут ВСЕ ЕЩЕ не используется сборка на орбите. Мало?

По поводу сварочных работ. Я что-то не понимаю, что, сварка единственный способ соединения деталей? Делаем фланец, смазываем его клеем и стягиваем на болтах. Все - соединение получается прочнее, чем сам корпус. Трудозатраты по сборке при нормальной организации процесса - не больше чем для скажем монтажа СБ на МКС. Да и те можно поручить роботам.
Но без такой 'икейной' сборки могучие космические крейсера, бороздящие просторы средне-галактической империи, так и останутся плодом воображения, потому что человечество НИКОГДА не научится что-то делать в космосе. Спутников будет уйма, а искуственных конструкций - ноль. Сплошные артефакты, вещи-в-себе.

[Дмитрий В.]

Мне перспективная схема видится так: боковушки УРМ такого размера чтобы возить на поезде. ЦБ только водородный, поскольку он один то можно заказать транспортировку  спецсамолетами даже иностранными(на первом этапе).

Ну, что-то да, такое. Модульное проектирование - только для КА. А три ступени - "фтопку" :twisted:

[hcube]

Не согласен. Для второй ступени ПАКЕТА из трех из компоновочных соображений лучше те же компоненты топлива, что и для первой. Тогда при весьма умеренном массовом совершестве первой и второй ступени, и малом заливаемом количестве водорода (в случае Сибири - порядка 8 тонн из 340 тонн общей заправки) получается более чем приличное значение мюПН. Больше - может быть только у чисто водородного тандема, у которого количество заливаемого водорода - на порядок выше. Да и то не у всякого.

Пакет же типа Энергии мне категорически не нравится. 105 тонн ПН из 2400 стартовой массы - менее 5% - это ж курам на смех ;-), учитывая обьем водородной заправки.