Новые российские РН для нового российского ПК

[Бродяга]

ИМХО у проектировщиков Русь-М есть одна проблема - решение задачи увода РН от СК при отказе движка (задача поставлена конкурстными документами Роскосмоса).
Если решать эту задачу в рамках требований Роскосмоса - масса РН в трехблочном варианте должна быть заведомо меньше тяги двух движков. Т.е. не более 760 тонн - а реально не более 700т., если движки не дросселируются на старте.
В таком варианте керосиноый вариант трехблочника - до 20т, водородный вариант - до 25 т (с запасом).
ИМХО.
Оба варианта заведомо избыточны для ППТКНП. Даже с запасом.

Это требование редкостный бред, потому что оно парирует только одну ситуацию, когда двигатель просто не запустился. В этом случае можно просто выключить остальные два двигателя и вообще отменить старт.

 Для РД-180 и РД-171 актуальнее ситуация когда двигатель загорелся или взорвался, в этом случае "увод ракеты" ничего не даст, аварийная ситуация будет развиваться быстро, тяговооруженность ракеты без одного двигателя будет низкая и результатом будет то, что она взорвётся не на страте, а прямо над стартом.
 Помимо этого, горящий модуль может создать возмущение движения, от которого ракету развернёт, со всеми вытекающими обстоятельствами.

 Впёрло делать "САС для ракеты", так и надо делать "САС для ракеты" с РДТТ тягой ~2000 тонн.
 Эта затея реализуема, но тоже бредятина, потому что если пожар модуля примет катастрофический характер, эта САС улетит, а ракета "осыплется" оторвавшись от САС.

[Shestoper]

Особенно если в качестве третьей ступени. :roll:

Да. При старте с экватора при однодвигательном Центавре от Атлас-5 получается примерно 6,3 т на ГСО.

Во-о-от! А ещё если вторую водородную ступень массой тонн 120, а заправку первой ступени увеличить настолько, чтобы стартовая масса составила 630-640 тонн...
А если в целях повышения надежности разработать 1200-тонный двигатель с давлением в КС 150 атм (УИ на уровне НК-33), то при стартовой массе 1000 тонн и с двумя верхними водородными ступенями вытащим на ГСО около 12 тонн, при ХС от НОО до ГСО 4,5 км/c. И кластерные запуски ПН Протона у нас в кармане. При всего одном двигателе на первой ступени, по стоимости сопоставимом с РД-170, а по тяге - с тремя РД-180 Руси-М. И при одном двигателе на второй ступени, по тяге близком к РД-0120, но с давлением в КС существенно меньше, можно открытой схемы (я брал пустотный УИ 450 с).
Вот какую ракету нужно делать, а не сон разума наподобие "Руси-М".

[Shestoper]

Это требование редкостный бред, потому что оно парирует только одну ситуацию, когда двигатель просто не запустился.

Совершенно верно. Конструкция ракеты получается неоптимальной, тяговооруженность и стоимость ДУ завышенной - только ради того, чтобы парировать одну из многих возможных аварийных ситуаций. Причем парировать далеко не с вероятностью 100% - при пожаре двигателя можно просто не успеть уйти со старта до взрыва ракеты.

Вообще те требования, которые предъявляют к Руси-М в плане борьбы с отказами двигателей, показывают, что насчет надежности РД-180 иллюзий не питают и к частым отказам заранее готовятся. Но это на редкость кривой выход. Пусть при пилотируемом пуске можно спасти экипаж. Но при выводе спутника это означает утерю ПН. Да и при пилотируемом пуске срыв миссии тоже не сахар.
Особенно весело будет при многопусковом полете к Луне, как собираются в перспективе использовать Русь-М. Многопуск повышает требования к надежности ракеты - в нескольких пусках все элементы комплекса должны быть доставлены точно в срок, иначе срыв дорогостоящей миссии.

[Бродяга]

При пилотируемом пуске САС решает вопрос спасения экипажа.

 Видимо, когда писали это требование вспомнили аварию "Зенита" на "Морском старте", когда двигатель отказал уже после подъёма.
 Странно, что не вспомнили то, что двигатель взорвался и если бы ракета была трёхмодульной, это привело бы, скорее всего, к тому, что она упала бы не в газоотводную шахту а на саму платформу и платформа была бы уничтожена пожаром, который был бы значительно сильнее, чем когда ракета просто "грохнулась в яму".

[Бродяга]

Во-о-от! А ещё если вторую водородную ступень массой тонн 120, а заправку первой ступени увеличить настолько, чтобы стартовая масса составила 630-640 тонн...
А если в целях повышения надежности разработать 1200-тонный двигатель с давлением в КС 150 атм (УИ на уровне НК-33), то при стартовой массе 1000 тонн и с двумя верхними водородными ступенями вытащим на ГСО около 12 тонн, при ХС от НОО до ГСО 4,5 км/c. И кластерные запуски ПН Протона у нас в кармане. При всего одном двигателе на первой ступени, по стоимости сопоставимом с РД-170, а по тяге - с тремя РД-180 Руси-М. И при одном двигателе на второй ступени, по тяге близком к РД-0120, но с давлением в КС существенно меньше, можно открытой схемы (я брал пустотный УИ 450 с).
Вот какую ракету нужно делать, а не сон разума наподобие "Руси-М".

Не, надо сделать водородные двигатели на 200 и 400 тонн тяги с выдвижным соплом или аэроспайком.
 И забацать на них полностью многоразовые носители стартовой массой ~400, ~800, ~1600 и ~2400 тонн.

[Shestoper]

Даже если оставить за скобками грузопоток (а он в обозримом будущем не даст однозначных преимуществ многоразовым системам), остается проблема ресурса двигателей.
Его увеличение, уменьшение трудоемкости межполетного обслуживания - это большая работа. Нынешние двигатели никто даже повторно не будет использовать для пуска людей без трудоемкой диагностики.
В направлении увеличения ресурса двигателей нужно проводить НИОКР, но серийные многоразовые образцы делать прямо сейчас не стоит, уровень технологий пока не тот. Вот лет через 20... Тогда может и грузопоток увеличится, так что двигатели нового поколения подоспеют вовремя.

[Бродяга]

Даже если оставить за скобками грузопоток (а он в обозримом будущем не даст однозначных преимуществ многоразовым системам), остается проблема ресурса двигателей.
Его увеличение, уменьшение трудоемкости межполетного обслуживания - это большая работа. Нынешние двигатели никто даже повторно не будет использовать для пуска людей без трудоемкой диагностики.
В направлении увеличения ресурса двигателей нужно проводить НИОКР, но серийные многоразовые образцы делать прямо сейчас не стоит, уровень технологий пока не тот. Вот лет через 20... Тогда может и грузопоток увеличится, так что двигатели нового поколения подоспеют вовремя.

А мы сделаем этот носитель со стратегическими целями.

 При современном грузопотоке он, разумеется, не даст экономической выгоды, но мы "прикопаем возможность" и подождём.

 Относительно серйных многоразовых двигателей, так они сделаны уже и не "через 20 лет", а "20 лет назад", причём я говорю не об SSME, а практически о любом ЖРД.
 Они держат несколько ресурсов НЕПРЕРЫВНОЙ работы, и что это, если не многоразовость?
 НК-33 вроде аж 10 ресурсов выдержал.
 Разумеется, надо ещё уметь их применять как многоразовые, но вообще ничего не делая что-то сделать невозможно.

[Shestoper]

Относительно серйных многоразовых двигателей, так они сделаны уже и не "через 20 лет", а "20 лет назад", причём я говорю не об SSME, а практически о любом ЖРД.
 Они держат несколько ресурсов НЕПРЕРЫВНОЙ работы, и что это, если не многоразовость?
 НК-33 вроде аж 10 ресурсов выдержал.
 

Выработка нескольких ресурсов на стенде, "пока сломается", и несколько реальных полетов - это "две большие разницы".
В полете двигатель, после работы, ещё должен пережить сам полет и посадку. После чего нужно проверить: при посадке у него ничего не отвалилось?
В результате тот самый SSME, который создавался специально как многоразовый, между полетами разбирают по винтику и снова собирают. И возможность такой многократной переборки между прочим заметно усложняет и удорожает конструкцию двигателя.
А летать на том же НК-33, хотя он и весьма высокоресурсный, несколько полетов без серьёзной диагностики - это вариант русской рулетки, никто на это не пойдет.

[Дмитрий В.]

Совершенно верно. Конструкция ракеты получается неоптимальной, тяговооруженность и стоимость ДУ завышенной - только ради того, чтобы парировать одну из многих возможных аварийных ситуаций.

Высокая тяговооруженность в данном случае - во благо - "Мю ПГ" растет, в т.ч. за счет компенсации пониженной тяговооруженности 2-й ступени. Кстати, оптимальная по "МюПГ" тяговооруженность 1-й ступени лежит в районе 2,0.

Причем парировать далеко не с вероятностью 100% - при пожаре двигателя можно просто не успеть уйти со старта до взрыва ракеты.

А СПВП на что?

[Shestoper]

Высокая тяговооруженность в данном случае - во благо - "Мю ПГ" растет, в т.ч. за счет компенсации пониженной тяговооруженности 2-й ступени

Стоимость растет ещё быстрее Мю ПН.
Нам важна не столько рекордная Мю ПН, сколько минимальная цена вывода килограмма ПН.
Чуть увеличив баки и заправку (конечно в определенных пределах, чтобы тяговооруженность не опускалась ниже примерно 1,1) получим прирост ПН за меньшие деньги, чем добавлением дополнительного двигателя при неизменной РЗТ.

[Дмитрий В.]

Высокая тяговооруженность в данном случае - во благо - "Мю ПГ" растет, в т.ч. за счет компенсации пониженной тяговооруженности 2-й ступени

Стоимость растет ещё быстрее Мю ПН.
Нам важна не столько рекордная Мю ПН, сколько минимальная цена вывода килограмма ПН.
Чуть увеличив баки и заправку (конечно в определенных пределах, чтобы тяговооруженность не опускалась ниже примерно 1,1) получим прирост ПН за меньшие деньги, чем добавлением дополнительного двигателя при неизменной РЗТ.

Ну, назовите ЖРД того же класса тяги, что и РД-180, но более дешевый. Прирост ПН можно получить и переходом на пятиблок, без потери возможности увода аварийного носителя от СК.

[fagot]

Ну если в данном классе тяги нет других двигателей, это не значит, что дешевле РД-180 ничего не может быть в принципе. Но дело даже не в этом, несколько метров обечайки все равно будут дешевле самого простого двигателя. Рост стартовой массы при этом конечно несколько удорожает СК, но неприципиально. Пятиблок означает увеличение стоимости и снижение надежности. И главное, что увод позволяет только сохранить старт, но означает потерю не менее дорогих носителя и ПН, поэтому частые аварии все равно неприемлемы, а при редких авариях и увод ни к чему.

[Lanista]

Вот тоже вопрос: 1ю ступень будут делать Макеевцы, как оцеите вероятность того что они всё сделают "чисто" и качественно. Это я к разговору о посторонних частицах. Ведь они до этого только по МБР проходили вроде...

[Дмитрий В.]

Ну если в данном классе тяги нет других двигателей, это не значит, что дешевле РД-180 ничего не может быть в принципе. Но дело даже не в этом, несколько метров обечайки все равно будут дешевле самого простого двигателя. Рост стартовой массы при этом конечно несколько удорожает СК, но неприципиально. Пятиблок означает увеличение стоимости и снижение надежности. И главное, что увод позволяет только сохранить старт, но означает потерю не менее дорогих носителя и ПН, поэтому частые аварии все равно неприемлемы, а при редких авариях и увод ни к чему.

То есть Вы прежлагаете еще выше задрать Мпг, которая для корабля массой 12,6 т и без того избыточна? :shock:

[Shestoper]

Пятиблок означает увеличение стоимости и снижение надежности. И главное, что увод позволяет только сохранить старт, но означает потерю не менее дорогих носителя и ПН, поэтому частые аварии все равно неприемлемы, а при редких авариях и увод ни к чему.

Золотые слова!
Правильно сконструированные ракеты с надежными двигателями падают нечасто. Вероятность отказа именно в первые секунды полета ещё меньше. Так что старт будет гробится один раз на несколько сотен пусков. Если это простой старт, как зенитовская "табуретка", то восстановить его несложно. Больше мы сэкономим на простоте конструкции пускаемых носителей.

[Shestoper]

Ну, назовите ЖРД того же класса тяги, что и РД-180, но более дешевый. Прирост ПН можно получить и переходом на пятиблок, без потери возможности увода аварийного носителя от СК.

Да, например пятиблок с НК-33-1 обладал бы такой возможностью. И за счет большей надежности единичного двигателя был бы наверное надежнее трехблока с РД-180.
Но пять блоков - это рост сложности и стоимости носителя.

Возможно делать достаточно надежные двигатели, которые отказываеют в одном полете из более чем сотни. А вероятность падения ракеты именно на старт ещё меньше. Один раз на несколько сотен пусков можно и восстановить старт.
 Возможность продолжать полет без избыточной тяговооруженности и без черезмерного удорожания ДУ возможен не менее чем при 4-5 двигателях на ступень. C другой стороны, один большой двигатель вместо нескольких маленьких - это при прочих равных дешевле и меньше вероятность отказа. А ведь отказ даже при уводе ракеты со старта - это потеря ценной ПН.
Поэтому я считаю, что чем меньше двигателей на легких, средних и тяжелых носителях - тем лучше (в идеале - 1 штука на ступень). Супертяжи - отдельный разговор, на них из-за размерности всё равно необходимо ставить как минимум несколько ЖРД.

[Salo]

А почему не трёхблок с шестью двигателями? Или ставить два двигателя на блок запрещает религия?

[Shestoper]

То есть Вы прежлагаете еще выше задрать Мпг, которая для корабля массой 12,6 т и без того избыточна? :shock:

Три РД-180 имеют суммарную тягу почти 1200 тонн.
Если сделать ненапряженный двигатель такой тяги, и для второй ступени ненапряженный водородный 200-тонник, такой комплект двигателей будет стоить не дороже, чем три РД-180 и четыре РД-0146. Проще будет и вся ракета - первая ступень моноблок вместо триблока.
А вытащить такой носитель сможет около 40-42 тонн.
Получается, что мы за те же или даже меньшие деньги можем вывести ПН в полтора с лишним раза больше.
При пилотируемых пусках этот прирост ПН можно использовать, если предусмотреть возможность стыковки к кораблю отсека с различной целевой нагрузкой.

[Shestoper]

А почему не трёхблок с шестью двигателями? Или ставить два двигателя на блок запрещает религия?

Чем меньше двигателей при заданной тяге, тем ДУ проще, дешевле и имеет меньшую вероятность отказа (хотя если уж откажет, то полет продолжать не сможет - поэтому для ненадежных двигателей этот вариант не подходит).

[Salo]

Да, например пятиблок с НК-33-1 обладал бы такой возможностью. И за счет большей надежности единичного двигателя был бы наверное надежнее трехблока с РД-180. Но пять блоков - это рост сложности и стоимости носителя.