Новые российские РН для нового российского ПК

[vekazak]

Зенит имеет стартовую массу примерно 450т. ТТУ массой около 50т должны развивать тягу примерно 600 тс в течении 20-25 с. РД-171М на это время можно задросселировать до 50% тяги. Секундный расход топлива при этом составит 370 тс/307с=1,2 т. За 20-25 с  расход составит 24-30т.
Значит примерно настолько можно увеличить заправку первой ступени. Кроме того тяговооружённость после отделения ТТУ можно снизить с 1,7 до разумных 1,3-1,4.
Значит стартовую массу без учёта ТТУ можно увеличить до 600т. Тягу ТТУ придётся поднять до примерно 900 тс. Масса их вырастет до 80-100т.
600т с водородом это 25 т ПН на НЗО как с куста.

Вы, что документы видели? Уж больно все близко. Тяга 4-х ТТУ 600 т, масса 40 т. А на 500 м удобно включать ДУ САЗ пятака.

[Дмитрий В.]

Вы, что документы видели? Уж больно все близко. Тяга 4-х ТТУ 600 т, масса 40 т. А на 500 м удобно включать ДУ САЗ пятака.

Вот еще! Все выводы сдделаны исклюячительно на основе Вашего же сообщения :lol:

[Гость 22]

Хоть и уважаемый сайт, но тоже в лужу сел.
На РД-170, насколько я знаю, применяется качание камер не в радиальных, а в обоих плоскостях одновременно. Это хорошо видно было при огневых испытаниях (в фильме о создании РД-170).

На сайте указано, что камеры РД-170 качаются в двух плоскостях.

Но в составе ДУ блока А Энергии камеры отклонялись в радиальной плоскости (программа управления такая была). Впрочем, возможно это не так. Подскажите, кто знает наверняка.

[vekazak]

Вы, что документы видели? Уж больно все близко. Тяга 4-х ТТУ 600 т, масса 40 т. А на 500 м удобно включать ДУ САЗ пятака.

Вот еще! Все выводы сдделаны исклюячительно на основе Вашего же сообщения :lol:

Да я понимаю, но не потрафить Salo не мог.

[Дмитрий В.]

Хоть и уважаемый сайт, но тоже в лужу сел.
На РД-170, насколько я знаю, применяется качание камер не в радиальных, а в обоих плоскостях одновременно. Это хорошо видно было при огневых испытаниях (в фильме о создании РД-170).

На сайте указано, что камеры РД-170 качаются в двух плоскостях.

Но в составе ДУ блока А Энергии камеры отклонялись в радиальной плоскости (программа управления такая была). Впрочем, возможно это не так. Подскажите, кто знает наверняка.

Насколько помню, все четыре камеры блока А отклонялись синхронно в двух плоскостях.

[Ну-и-ну]

25 тонн на НОО? Т.е. одна переразмеренная для данного ПК ракета заменяется на другую. И нафига это изощрение? 4 ТТУ - это экономия?

[Shestoper]

Из нормальных инженерных: усложнение конструкции и уменьшение надежности при незначительности эффекта.

Из тех же соображений желательно минимизировать количество двигателей. А чтобы не было трудностей с парированием их отказов - повышать надежность единичного двигателя, елико возможно. Для этого хорошо подойдет двигатель с удельными параметрами и схемой ТНА РД-0163. Сделать 4-камерник на 1000-тонн - самое оно. И мощно и надежно.
И можно будет даже не заморачиваться с ТТУ. Ну их! Термостатирование для них придется делать. У нас ведь климат не флоридский, а ведь и в США хватило +2 по Цельсию, чтобы уплотнитель на Челленджере прогорел.

Если будет двигатель с восстановительным газом в ТНА, то САС сможет вытащить экипаж почти из любой ситуации, такие движки взрываются медленно. А что ракета бахнется один раз на сотню-другую пусков - ну пусть бахается.
Выйти на орбиту при отказе одного движка на старте все равно ведь можно только при большом количестве движков, или при значительном недогрузе ракеты.
Оба этих варианта существенно удорожают ракету при каждом пуске - думаю оптимальнее бороться за повышение её надежности, чтобы свести аварии к минимуму.
Старт тоже должен быть максимально простым, все системы обслуживания должны уезжать перед пуском, оставаться только простейшее железо, восстановление которого даже в самом худшем случае обойдется относительно недорого.

[Дмитрий В.]

Вы, что документы видели? Уж больно все близко. Тяга 4-х ТТУ 600 т, масса 40 т. А на 500 м удобно включать ДУ САЗ пятака.

Похоже, стартовая масса не более 400-450 т? :roll:

[Дмитрий В.]

[И можно будет даже не заморачиваться с ТТУ. Ну их! Термостатирование для них придется делать. У нас ведь климат не флоридский, а ведь и в США хватило +2 по Цельсию, чтобы уплотнитель на Челленджере прогорел.

Для маленького СТУ не нужен уплотнитель - РДТТ будет моноблочным, а не секционным

[Salo]

25 тонн на НОО? Т.е. одна переразмеренная для данного ПК ракета заменяется на другую. И нафига это изощрение? 4 ТТУ - это экономия?

Тяга ТТУ в 600т подсказывает нам, что стартовая масса сотавит 600 тс/1,2=500т. Отминусовав 40 т массы ТТУ получим 460т стартовой массы ракеты. ПН около 20т.

[октоген]

Не секционные РДТТ уже делают достаточно большие. Тонн так 50 у нас точно смогут сделать.  Дросселированный до 80% РД-171-это надежность( уже не горит) и еще 600 т тяги( с УВТ). Т.е. реинкарнацию Зенита можно делать где-то 600-650 т веса основных ступеней, а отлет и  первые 20-40 секунд полета обеспечат ТТУ.  Гравпотери здесь закрываем большим количеством топлива чем в обычном Зените. Это выгодно разменять стоимость  лишнего движка на стоимость лишней кубатуры баков и стоимость топлива.2-я ступень водородная или керосинка. Ту Русь что 23.8 тонник можно на свалку.

[Shestoper]

Для маленького СТУ не нужен уплотнитель - РДТТ будет моноблочным, а не секционным

Изменение параметров заряда при низкой температуре - это может быть ещё покруче, чем прогар уплотнителя - будет разрушение заряда при горении и большой БУМ.
И вообще придется твердотопливные технологии вводить в жизненный цикл носителя... Не стоит без нужды умножать существующие сущности. Если ЖРД с самого начала создавать с упором на максимальную надежность, вполне можно будет обходиться без ТТУ.

[Дмитрий В.]

25 тонн на НОО? Т.е. одна переразмеренная для данного ПК ракета заменяется на другую. И нафига это изощрение? 4 ТТУ - это экономия?

Тяга ТТУ в 600т подсказывает нам, что стартовая масса сотавит 600 тс/1,2=500т. Отминусовав 40 т массы ТТУ получим 460т стартовой массы ракеты. ПН около 20т.

Тяговооруженность 1,2 может оказаться недостаточной для быстрого выведения РН в точку срабатывания САС при отказе РД-171М. :roll:

[Salo]

Пусть 1,3 . Тогда-да, около 400 т и ПН около 18т.

[Штуцер]

Тяговооруженность 1,2 может оказаться недостаточной для быстрого выведения РН в точку срабатывания САС при отказе РД-171М. :roll:

А разве САС не может работать прямо с 0?

[Ну-и-ну]

Пусть 1,3 . Тогда-да, около 400 т и ПН около 18т.

Т.е. данным героическим усилием убрали 6 тонн ПН из 11 "лишних"? Есть ещё над чем работать, так мне думается.

[Дмитрий В.]

Тяговооруженность 1,2 может оказаться недостаточной для быстрого выведения РН в точку срабатывания САС при отказе РД-171М. :roll:

А разве САС не может работать прямо с 0?

Может. Но, во-первых, аварийную РН надо увести с СК. А, во-вторых, vekazak выше сказал, что 500 м - оптимальная высота для работы САС при аварии на старте.

[Бродяга]

Тяговооруженность 1,2 может оказаться недостаточной для быстрого выведения РН в точку срабатывания САС при отказе РД-171М. :roll:

А разве САС не может работать прямо с 0?

Сейчас вообще в моде разного рода ИДИОТСКИЕ СООБРАЖЕНИЯ, которые служат для оправдания слива денег на эскизные проекты.

 Единственный раз когда САС использовалась по назначению и был срабатывание САС на старте.

[Бродяга]

Может. Но, во-первых, аварийную РН надо увести с СК. А, во-вторых, vekazak выше сказал, что 500 м - оптимальная высота для работы САС при аварии на старте.

Да? 500 метров "оптимальная высота"?

 vekazak не сказал почему не 400 метров или не километр?

[Бродяга]

С ушами не ко мне. Это к Маску и хруникам. Они любители ушастых ракет. :wink:
Уши будут мешать при создании трёхблочника на сорок тонн. Да и пятнадцать двигателей могут понравиться только Маску. :roll:

Посмотрим, что у Маска.

 

 Как мы видим, Маску не особо "уши мешают", а вам, Salo, почему-то мешают.

Относительно необходимости пятого двигателя...
 Почему бы не ДЕфорсировать двигатель, вы же хотите НАДЁЖНОСТЬ?

А дефорсированные значится никогда не отказывают?

Тогда непонятно почему НК-33 вообще не форсировать "навсегда" и не использовать только в форсированном варианте.