Новые российские РН для нового российского ПК

[fagot]

Я тоже эту мысль подумал. Потому как у 2.5-ступа везде ниже тяговооружённость, это увеличивает гравпотери а по ХС не учитывается.

Все же не везде, если не со старта дросселировать, то на начальном участке, где потери максимальны, тяговооруженность выше.

Я не против, но это надо учесть. По 1/3 я прикинул что после израсходования из первой ступени 1/3 топлива дроселирование уже практически не скажется на УИ и гравпотерях. На Ангаре вроде именно так дроселируют?

На Ангаре как-будто с 40-й секунды, а это только 1/5 АУТ, при том что стартовая тяговооруженность ее значительно ниже.

У Ангары вся трасса над дикими местами Сибири, кидай куда хочешь.
 Насколько я понимаю ГО сбрасывают сразу после включения РБ потому что в этот время минимальная перегрузка.

На суше куда хочешь могут и не дать. На Протоне-М обтекатель точно тащится для попадания в район падения 2-й ступени, хотя раньше падал в отдельный район и проблем с перегрузками не было. В конце-концов на период сброса можно и задросселировать двигатель.

Кстати, по районам падения. У двухступа первая супень летит дальше чем у 2.5-ступа, поэтому наверно при запуске с дальнего востока долетит до моря. А у 2.5-ступа может и не долететь.

Тут считать нужно.
 

Зато сам торовывй бак большей длины чем обычный.

Но выигрыш все равно есть.

Де будет оно похоже на Хэви Дельту т.к. почти наверняка потребуется надкалиберный обтекатель хотя бы 5 метров. И получится "голова втянутая в плечи".

Ничего, мода со временем меняется. И надкалиберный обтекатель не тоже самое, что УРМ-2 большего диаметра.

С РД-120 принципиальная проблема - снижение тяговооружённости. ПН то по любому втрое больше чем у Зенита. Если у Зенита в начале работы 2-й ступени её масса вместе с ПН - 104 т, то на Тризените эта же ступень с ПН - 134 т - стартовая тяговооружённость снижается на треть а конечная - втрое. А это потери ХС. Вобще у всех наших РН начальная тяговоооружённость орбитальной ступени в районе 1. Это же не спроста? Вобщем для 40-тонника 80-тонный двигатель мал и ничего с этим не поделать. Нельзя запрячь в одну телегу коня и трепетную лань. Тут нужен двигатель раза в 4 мощнее.

На Тризените эта ступень будет 3-й, а там тяговооруженность не так важна, к тому же сейчас тяга РД-120 повышена до 93 т. У нас да, но тут скорее оптимизация по мю ПН, а супостаты по стоимости оптимизируют и низкой тяговооруженности не стесняются. На Союзе, Протоне и Циклоне-3 двигатели 3-х ступеней к тому же брались готовые и могли быть несколько переразмерены, так же и 2-я ступень Космоса-2. У Востока тяговооруженность низкая, но он впрочем и по распределению ХС для ЛЕО не оптимален.

[Старый]

На Тризените эта ступень будет 3-й, а там тяговооруженность не так важна,

Этот тезис относится к орбитальным ступеням, т.е. и к третьим ступеням Союза и Протона.

а супостаты по стоимости оптимизируют и низкой тяговооруженности не стесняются.

Супостаты так делают только потому что их верхние ступени являются одновременно разгонными блоками, соответственно они должны быть небольшими и высокая тяговооружённость им не нужна. У наших РБ тяговооружённость тоже низкая, особенно у Бриза-М. Но для орбитальной ступени так делать не выгодно. Что хорошо видно по третьим ступеням Союза и Протона, не говоря уж о Зените, Циклоне и пр.

На Союзе, Протоне и Циклоне-3 двигатели 3-х ступеней к тому же брались готовые и могли быть несколько переразмерены.

У Союза двигатель был взят с ещё более лёгкой ракеты с гораздо более маленькой ступени.

У Востока тяговооруженность низкая, но он впрочем и по распределению ХС для ЛЕО не оптимален.

Да, у Востока исходно это был РБ для вывода на межпланетную траекторию. Кстати, хороший пример того что даёт замена такой ступени на более оптимальную в лице Союза. ПН выросла на треть.

[fagot]

Супостаты так делают только потому что их верхние ступени являются одновременно разгонными блоками, соответственно они должны быть небольшими и высокая тяговооружённость им не нужна.

Это вполне согласуется с оптимизацией по стоимости, при этом пока ступень станет РБ, она изрядно потеряет на гравпотерях и уменьшение массы ДУ в дальнейшем потерь может не окупить. У нас оптимизируется стоимость семейства.

У наших РБ тяговооружённость тоже низкая, особенно у Бриза-М. Но для орбитальной ступени так делать не выгодно. Что хорошо видно по третьим ступеням Союза и Протона, не говоря уж о Зените, Циклоне и пр.

Про Союз и Протон я уже сказал, а Циклон вообще бывшая МБР. У Зенита это 2-я ступень, а тяговооруженность ниже, чем у 3-й на Союзе и двигатель делался с нуля - видно не очень за гравпотерями гнались там, где не нужно. Хотя вы конечно можете сказать, что это тоже эрзац-РБ. Да и не столь значительно тяговооруженность моего варианта ниже, чем у Протона или Зенита.  

У Союза двигатель был взят с ещё более лёгкой ракеты с гораздо более маленькой ступени.

И на Протоне тоже, но это были 2-е ступени МБР.

Да, у Востока исходно это был РБ для вывода на межпланетную траекторию. Кстати, хороший пример того что даёт замена такой ступени на более оптимальную в лице Союза. ПН выросла на треть.

На Тризените соотношение 3-й ступени и пакета примерно как у Союза, а вовсе не Востока, и на уменьшении тяговооруженности тут много не потерять.

[Дмитрий В.]

Фагот, вобщем у меня получается что у двухступенчатого и у 2.5 ступенчатого варианта ПН одинакова. Правда 2.5 ступенчатый на 100 тонн легче.
 При этом я не учитывал вес системы разделения и то что ЦБ тяжелее чем ББ за счёт переходника и креплений ББ. Это факторы работающие против 2.5 ступенчатого варианта.
 Исходные условия такие.
Модуль первой ступени - ст.масса-400т, сухая - 36т. тяга у земли - 670т. УИ - 300/330, средний 315.  
вторая ступень двухступенчатого варианта - ст.масса-205т, сухая - 18т, тяга 240т, УИ - 350 с.
вторая ступень 2.5 ступенчатого варианта - стартовая 100т, сухая - 9 т, двигатель 100т, УИ тот же. (тут я для удобства взял ступень чуть больше чем у Зенита), если взять такую же то для этого варианта ситуация будет ещё хуже.
 В 2.5 ступенчатом варианте на момент сброса ББ в ЦБ остаётся 1/3 топлива - 121т. УИ - 330с.
 В обоих вариантах ГО 5 тонн, сброс сразу после включения верхней ступени.
 Стартовая масса соответственно 1450 и 1345 тонн. Стартовая тяга - 2010 тонн.

Старый, а поподробнее развесовки нету?

[Старый]

Дык врооде всё указано. Чего добавить?
А! ГО 5 тонн.

[Дмитрий В.]

По хс, по хс.

Может лучше Дмитрий спредшитом посчитает?

Посчитаю, конечно. Но надо договориться об и.д. Что у нас основное? ПГ=40 т? ОК! Принимется, не вопрос. Тяговооруженность 1-й ступени какую примем, оптимальную по мю ПГ или 1,5? На какую орбиту будем выводиться? Круг 200 км, наклонением 51,8 град? Или куда-то еще? Оптимизируемся по "мю ПГ" или по массе "сухой" конструкции?
Это важно. А посчитать - минут 5 времени.

[Старый]

Тяговооруженность 1-й ступени какую примем, оптимальную по мю ПГ или 1,5?

Можно для начала те два варианта что я озвучил? А потом уже оптимальные по МюПГ двух и двухсполовинойступы.
 

На какую орбиту будем выводиться? Круг 200 км, наклонением 51,8 град?

Да.

Или куда-то еще? Оптимизируемся по "мю ПГ" или по массе "сухой" конструкции?

Во, блин! Эта вечная проблема выбора... А по минимуму стоимости можно?
 Ну ладно, тогда можно и по тому и по другому? И по МюПГ и по сухой массе.
 Но для начала два исходных варианта. Интересно: сколько они на самом деле вытянут на ЛЕО?

[Дмитрий В.]

Тяговооруженность 1-й ступени какую примем, оптимальную по мю ПГ или 1,5?

Можно для начала те два варианта что я озвучил? А потом уже оптимальные по МюПГ двух и двухсполовинойступы.
 

На какую орбиту будем выводиться? Круг 200 км, наклонением 51,8 град?

Да.

Или куда-то еще? Оптимизируемся по "мю ПГ" или по массе "сухой" конструкции?

Во, блин! Эта вечная проблема выбора... А по минимуму стоимости можно?
 Ну ладно, тогда можно и по тому и по другому? И по МюПГ и по сухой массе.
 Но для начала два исходных варианта. Интересно: сколько они на самом деле вытянут на ЛЕО?

Давай модель (зависимость стоимости пуска от основных проектных параметров) - будем оптимизировать по минимуму стоимости пуска. А одновременно по мю ПГ и по сухой массе - проблематично. Давай-ка, выбирай что-нибудь одно!

[ratte07]

Обтекатель в 2,5-ступенчатом варианте не обязательно тащить до включения 3-й ступени.

На ангаре тащут?

На чудо ракете вообще "ранний сброс" ГО.

[Дмитрий В.]

Обтекатель в 2,5-ступенчатом варианте не обязательно тащить до включения 3-й ступени.

На ангаре тащут?

На чудо ракете вообще "ранний сброс" ГО.

На Ангаре можно ГО сбрасывать вскоре после разделения 1-2 ступени.

[Старый]

Давай модель (зависимость стоимости пуска от основных проектных параметров)

Ну ты спросил...

А одновременно по мю ПГ и по сухой массе - проблематично. Давай-ка, выбирай что-нибудь одно!

Одновременно и не нада. Нада отдельно на то и отдельно на это. Даже интересно что получится.
Но прежде всего интересно поглядеть что получилось из того что я тут навыкладывал.

[Shestoper]

Давай модель (зависимость стоимости пуска от основных проектных параметров) - будем оптимизировать по минимуму стоимости пуска. А одновременно по мю ПГ и по сухой массе - проблематично. Давай-ка, выбирай что-нибудь одно!

А потом давайте посчитаем ещё вот что: какой минимальной тяги двигатель нужен, чтобы при УИ 295 с у земли двухступенчатым моноблоком с водородом на второй ступени вытащить 40 тонн  (на водороде набираем ~ 60% ХС, УИ 450 с).
И сколько  такой носитель вытащит в варианте со второй керосиновой ступенью с УИ 350 с (приблизительно - тонн 27 наверное).

[поверхностный]

fagot, взгляните, как это видится мне, некомпенгагену.

Впечатление, что создание корпусов ракет для нас более трудоемко, чем двигателей. Это и плач по оснастке, и эпопея с УРМами, и отсутствие планов по созданию своей версии один-Зенита. Что уж проще -  востребованная современная ракета, старты есть, большая часть и так наша. Вариант Старого можно толковать, как предложение собрать самую большую ступень из одинаковых "бочек", то есть все самые большие "бочки" будут одинаковые.

Потом, не знаю, насколько я прав, в 2.5-ступенчатой ракете центральный блок должен быть оптимизирован под определенное количество боковых блоков. Если их не два, то или будут потери, или будет другой центральный блок. То есть, у Старого должны быть разными вторые ступени, а у вас и вторые, и центральный блок.

Ну и еще, наличие отдельного центрального блока исключает двузенит. Я правда такого в жизни не видел, но почему бы не собрать первую ступень из двух блоков. Передача нагрузок на два блока первой ступени выглядит даже проще, чем на три блока.

[fagot]

Если мы делаем не семейство, а отдельную РН, то да, нужно оптимизировать пакет, применяя блоки разной длины или двигатели разной тяги на ЦБ и ББ. Однако поскольку делается семейство, то оптимальность пакета приносится в жертву унификации и блоки пакета у меня одинаковые точно так же, как у Старого. Верхнюю ступень я так же предлагаю унифицировать как минимум по двигателю (РД-120), а если это будет дешевле, то и по бакам, тогда отличаться они будут в основном разной толщиной обечайки. Нежесткий пакет предложен в первую очередь для такой унификации.
Т.е. нужно считать, что выйдет дешевле: разработать и производить унифицированную верхнюю ступень с одним готовым двигателем и систему разделения пакета или разработать и производить новый двигатель 2-й ступени и две оптимальных вторых ступени с разными двигателями.
Что касается двигателей, то создаются они при прочих равных ничуть не легче корпусов, достаточно посмотреть на сроки разработки РД-0124 и РД-191. Для Союза-2 составляло гораздо большую проблему сделать новый двигатель, чем унифицированный блок И.
Двузенит не исключается в любом случае и если он кому-то понадобится, то делать его нужно в виде пакета, а не тандема.

[Salo]

Фагот, вобщем у меня получается что у двухступенчатого и у 2.5 ступенчатого варианта ПН одинакова. Правда 2.5 ступенчатый на 100 тонн легче.
 При этом я не учитывал вес системы разделения и то что ЦБ тяжелее чем ББ за счёт переходника и креплений ББ. Это факторы работающие против 2.5 ступенчатого варианта.
 Исходные условия такие.
Модуль первой ступени - ст.масса-400т, сухая - 36т. тяга у земли - 670т. УИ - 300/330, средний 315.  
вторая ступень двухступенчатого варианта - ст.масса-205т, сухая - 18т, тяга 240т, УИ - 350 с.
вторая ступень 2.5 ступенчатого варианта - стартовая 100т, сухая - 9 т, двигатель 100т, УИ тот же. (тут я для удобства взял ступень чуть больше чем у Зенита), если взять такую же то для этого варианта ситуация будет ещё хуже.
 В 2.5 ступенчатом варианте на момент сброса ББ в ЦБ остаётся 1/3 топлива - 121т. УИ - 330с.
 В обоих вариантах ГО 5 тонн, сброс сразу после включения верхней ступени.
 Стартовая масса соответственно 1450 и 1345 тонн. Стартовая тяга - 2010 тонн.

Прикинул.
В варианте Старого выводит 49 т, но перегрузка в конце АУТ первой ступени 5,5g. Да и программа по тангажу так себе.
Если дросселировать на 120 секунде до 65% то перегрузка падает до приемлемых 3.5g, тангаж в норме и ПН 48,5т.

Вариант fagota считал с глубиной дросселирования второй ступени до 50% начиная с 30 секунды. Первую ступень дросселировал в последние  10 секунд АУТ до 80% чтобы снизить перегрузку с 4 до 3,5g. После отделения первой ступени на ЦБ дросселирование 60%.  ПН 47,7 т.  Несколько смущает, что ГО сбрасывается на высоте 66 ки.
Если его сбрасывать при разделении второй и третьей ступени на 278 с, то ПН падает до 47т.

[fagot]

Спасибо. Но 4 g это немного, Союз и Протон спокойно летают без всякого дросселирования. У Зенита допускается 6 g, на 3SL ограничена 4 g, у Атласа-5 4,6 g. Хорошо бы еще оптимизировать размер верхней ступени и момент начала дросселирования.

[Salo]

Однозенит 15,8т. Правда если ГО сбрасывать на 164 с.

[Salo]

Без дросселирования первой ступени 48т и 47т соответственно.

[поверхностный]

Спасибо. Разобрался, оказывается обо всем уже было написано.

[Старый]

Прикинул. В варианте Старого выводит 49 т,

Чтото многовато получается... По моей оценке 40 тонн впритык, максимум 42.
 А где Дмитрий то?