Ariane-6 Next Generation Launcher

[Дмитрий В.]

Вы не забывайте трагедию Челленджера, унесшую семь человеческих жизней... Из-за ТТУ

Там взорвался ВТБ, а ТТУ даже после взрыва сохранили целостность и продолжали работать. Авария Челленджера не имеет прямого отношения к надёжности ТТУ.

[Владимир Шпирько]

Вы не забывайте трагедию Челленджера, унесшую семь человеческих жизней... Из-за ТТУ

Там взорвался ВТБ, а ТТУ даже после взрыва сохранили целостность и продолжали работать. Авария Челленджера не имеет прямого отношения к надёжности ТТУ.

Ну это как сказать.   Маленькое нарушение целостности уплотнения между секциями корпуса ТТУ - причина того самого маленького факела, который и прожег бак с водородом.  

[pkl]

После отделения СТУ ракета здорово качнулась. Так и должно быть?

[Demir_Binici]

Вы не забывайте трагедию Челленджера, унесшую семь человеческих жизней... Из-за ТТУ

Я привёл статистику с 2001 по настоящее время.

Приведите аналогичную статистику например с 1986 по 2000 и будем сравнивать надёжность ТТУ с надёжностью ЖРД ускорителей за тот период.

[Дмитрий В.]

Вы не забывайте трагедию Челленджера, унесшую семь человеческих жизней... Из-за ТТУ

Там взорвался ВТБ, а ТТУ даже после взрыва сохранили целостность и продолжали работать. Авария Челленджера не имеет прямого отношения к надёжности ТТУ.

Ну это как сказать.  Маленькое нарушение целостности уплотнения между секциями корпуса ТТУ - причина того самого маленького факела, который и прожег бак с водородом. 

Насколько помню, маленький факел пережёг нижний узел связи, ТТУ развернулся вокруг верхнего узла и пробил ВТБ. В любом случае, вероятность безотказной работы ТТУ очень высокая. Что касается последстви отказов, то они могли бы быть аналогичными и при аварии ЖРД.

[Demir_Binici]

В любом случае, вероятность безотказной работы ТТУ очень высокая. Что касается последстви отказов, то они могли бы быть аналогичными и при аварии ЖРД.

Давайте отделять мух от котлет.

Во-первых, давайте сравнивать вероятности безотказной работы ТТУ и ускорителей на ЖРД в какой-то определённый период. Прогресс есть и там и там и надёжность растёт для всех типов ракетных ступеней.

Во-вторых ТТУ для STS и SLS это в некотором роде вырожденный случай - они составные и гораздо мощнее. Сравните рекордные 14,000 kN STS SRB и 16,000 kN SLS SRB с "умеренными" 4,650 kN ТТУ для Ariane 6 (несколько больше РД-180), 2,300 kN ТТУ для H3  (чуть больше РД-191М) и 2,026 kN ТТУ для Vulcan (чуть больше РД-191). Проблема с STS SRB при запуске Челленджера была как раз из-за стыковки элементов SRB.

Если уж на что пошло, то STS SRB по тяге чуть менее чем вдвое (SLS SRB более, чем вдвое) превосходит РД-170/171/171М. Если сравнивать в одной весовой категории, а на сторону ЖРД добавить ещё F-1, то сравнение будет явно не в пользу ЖРД.

[amster]

В любом случае, вероятность безотказной работы ТТУ очень высокая.

1) У ТТУ много других косяков.
2) Почему тогда маршевые ТТРД в РФ не используют для РН, если они такие надежные?
    Маск тоже не использует и не планирует использовать.

[Demir_Binici]

В любом случае, вероятность безотказной работы ТТУ очень высокая.

1) У ТТУ много других косяков.
2) Почему тогда маршевые ТТРД в РФ не используют для РН, если они такие надежные?
    Маск тоже не использует и не планирует использовать.

1) Потрудитесь аргументированно объяснить. Все ваши предыдущие "рассуждения" и "осуждения" были лишены малейших доказательств либо доказывали обратное.
2) Не умеют. Не умеют с достаточно высоким УИ для РКН. Используют для САС и для военного применения.
3) Маск "не использует и не планирует использовать", так как для многократного использования считает более выгодным использовать ЖРД. Сейчас. В прошлом, в начале 2000-х Маск был просто лишён был возможности использовать твердотопливные ракетные ступени из-за особенностей регулирования доступа к ракетным технологиям в США. Возможно, не было не только возможностей, но и желания.

Ещё раз, для тех, кто в танке. Сравниваем ЖРД ускорители и ТТУ только при ОДНОКРАТНОМ использовании. 

[amster]

В любом случае, вероятность безотказной работы ТТУ очень высокая.

1) У ТТУ много других косяков.
2) Почему тогда маршевые ТТРД в РФ не используют для РН, если они такие надежные?
    Маск тоже не использует и не планирует использовать.

1) Потрудитесь аргументированно объяснить. Все ваши предыдущие "рассуждения" и "осуждения" были лишены малейших доказательств либо доказывали обратное.

В числе многих недостатков ТТУ, я упоминал про огромную, на порядок большую сухую массу.
Надеюсь ссылку на это не нужно размещать?
Либо опровергните это "осуждение" либо извинитесь.

Спойлер

Ещё раз, для тех, кто в танке.

Продолжайте хамить и дальше - этим вы более явно раскрываетесь как пафосный многословный пустозвон.

Ещё раз, для тех, кто в танке. Сравниваем ЖРД ускорители и ТТУ только при ОДНОКРАТНОМ использовании. 

Вы мало того что хам, вы ещё безпамятный путанник(если не лжец).
Я всё рассматриваю в однократном использованиии, так как всем тут известно, что я считаю "многоразовость" пошлым цирком для безнрамотных хомячков и манерных ослов.

А также для циничных жуликов мечтающих попилить бюлжеты на этой модной теме,
и саботирующих быстрое создание Союз-СПГ.

[свернуть]

[fagot]

Посчитал для интереса надёжность ТТУ на Atlas 5, Ariane 5-ECA/5-ES/-6, H-IIA/-IIB/3 и Delta 4M. Всего получилось 272 пуска с 2001 по 2024 год. В это число разумеется не входят пуски  Atlas и Delta без ТТУ. Неудачный пуск из-за ТТУ - один в 2003 году на H-IIA-2024.

Для сравнения решил взять все запуски Союз-У/ФГ/2.1а/2.1б с 2001 года. Неудач связанных только с боковыми ускорителями на 318 попыток две:
 - отказ одного двигателя Блока Д на Союз-У в 15.10.2002
 - не отделение одного из ускорителей на Союзе-ФГ 11.10.2018

Так что ТТУ на ракетах XXI века выглядят вполне надёжно, даже в сравнении с Союзом.

На Протоне-М всё ещё хуже. На 115 попыток не разделение 1 - 2 ступеней и отказ 1 ступени. 

Разделение/не разделение ступеней не зависит от типа топлива, логично сравнивать надежность ТТУ и ЖРД именно как надежность двигателей, а не ступеней в целом.

[Demir_Binici]

В числе многих недостатков ТТУ, я упоминал про огромную, на порядок большую сухую массу.
Надеюсь ссылку на это не нужно размещать?

Очередной пример бездоказательной болтовни. Никаких "многих недостатков" вы не привели. Те что пытались привести, опровергли.
У нас тут технический форум и перед тем, как писать, полезно ознакомится со значениями используемых слов.
После ознакомления, уже можно пытаться что-то доказывать. Со ссылками разумеется.

Спойлер

Hint: использование жирного шрифта не делает пост убедительнее.

[свернуть]

[Veganin]

я упоминал про огромную, на порядок большую сухую массу.

Давайте считать. ТТУшка Атласа-5 AJ-60A работает 94 с, имеет массу Мп=46,7 т, из которых масса топлива 42,6 т, т.е. Мсух=4,1 т. Мсух/Мп=0,088 или 8,8% от полной массы ускорителя.
Первая ступень Атласа-5 имеет сухую массу Мсух=21 т, Мп=305 т, т.е. Мсух/Мп=0,069 или 6,9% от полной массы ступени.

Для остальных РН с ТТУ разных стран порядок величин сохраняется, как и диапазон тяги, создаваемой ТТУ - 2/4/8/12 МН (суммарно для ТТУ РН).

Иными словами, нет никакой огромной разницы между сухими массами ТТУ и жидкостных ступеней/ускорителей, тем более, на порядок. А есть просто чудовищная тяга твердотопливных ускорителей и простота их конструкции.

[amster]

я упоминал про огромную, на порядок большую сухую массу.

Давайте считать. ТТУшка Атласа-5 AJ-60A работает 94 с, имеет массу Мп=46,7 т, из которых масса топлива 42,6 т, т.е. Мсух=4,1 т. Мсух/Мп=0,088 или 8,8% от полной массы ускорителя.
Первая ступень Атласа-5 имеет сухую массу Мсух=21 т, Мп=305 т, т.е. Мсух/Мп=0,069 или 6,9% от полной массы ступени.

Для ТТУ полная масса и является сухой.
А высчитанные вами "Мсух=4,1 т. " являются массой конструкции без топлива,
которая не несет никакой информации при транспортировке и установке на СК
и интересна только в процессе производства или для понимания конструктивного совершенства.
"Сухой массой" её никто не называет.

В контексте РН "сухой массой" называют массу РН в тот период, когда она доставляется и устанавливается на СК.
И в этот период масса ТТРДшных ступеней отличается на порядок он жидкостных.
О чем я изначально и написал.

Иными словами, нет никакой огромной разницы между сухими массами ТТУ и жидкостных ступеней/ускорителей, тем более, на порядок.

Оказалось что есть, и именно на порядок.

И, соответствеенно, транспортировка и установка на СК ракеты с ТТРДшными ступенями(на порядок более тяжелыми)
потребуют гораздо более сложных, опасных и дорогих технических решений

[amster]

В числе многих недостатков ТТУ, я упоминал про огромную, на порядок большую сухую массу.
Надеюсь ссылку на это не нужно размещать?

Очередной пример бездоказательной болтовни. Никаких "многих недостатков" вы не привели. Те что пытались привести, опровергли.
У нас тут технический форум и перед тем, как писать, полезно ознакомится со значениями используемых слов.
После ознакомления, уже можно пытаться что-то доказывать. Со ссылками разумеется.

Спойлер

Hint: использование жирного шрифта не делает пост убедительнее.

[свернуть]

Абсолютный слив.
Полное саморазоблачение хама, пустозвона и откровенно антироссийского иноагента Demir_Binici.

Для реабилитации можете опровергнуть простой и очевидный тезис:

транспортировка и установка на СК ракеты с ТТРДшными ступенями(на порядок более тяжелыми)
потребуют гораздо более сложных, опасных и дорогих технических решений

[opinion]

антироссийского иноагента

Это сильный ход в научном споре.

[Veganin]

В контексте РН "сухой массой" называют массу РН в тот период, когда она доставляется и устанавливается на СК.
И в этот период масса ТТРДшных ступеней отличается на порядок он жидкостных.
О чем я изначально и написал.

Сухая масса, по справочнику, масса незаправленной РН. Мк - конечная масса РН или ступени, которая не равна Мсух. 

И с чем изначально Вы сравнивали массу ТТУшки? 

[amster]

В контексте РН "сухой массой" называют массу РН в тот период, когда она доставляется и устанавливается на СК.
И в этот период масса ТТРДшных ступеней отличается на порядок он жидкостных.
О чем я изначально и написал.

Сухая масса, по справочнику, масса незаправленной РН. Мк - конечная масса РН или ступени, которая не равна Мсух.

И с чем изначально Вы сравнивали массу ТТУшки?

Масса "незаправленной" ступени с ТТРД равна ее полной массе.
Если вас смущает термин "сухая масса", давайте назовем его "транспортируемая масса".
Хотя изначально было понятно о чем я, и пускаться в терминологические споры было не нужно.

Главное по сути: - Вы можете опровергнуть простой и очевидный тезис:

транспортировка и установка на СК ракеты с ТТРДшными ступенями(на порядок более тяжелыми)
потребуют гораздо более сложных, опасных и дорогих технических решений

?
И это всего лишь один из многочисоенных косяков ТТУ в РН.

[Veganin]

транспортировка и установка на СК ракеты с ТТРДшными ступенями(на порядок более тяжелыми)
потребуют гораздо более сложных, опасных и дорогих технических решений

PSLV и Vega-C с Вами не согласны. У индийцев PSLV-XL, вообще, имеет стартовую массу в 320 т и стоит 20-28 млн долларов, являясь рабочей лошадкой уже ~30 лет. 1 и 3 ступени - твердотопливные и, конечно, есть ТТУшки, до 6 шт.

Из Вики (доступ на сайт ISRO затруднен):

Первая ступень PS1 — одна из самых больших твердотопливных ступеней в мире, уступает в размерах только боковым ускорителями Спейс Шаттла и Ариан-5. Корпус изготовлен из закалённого стального сплава, имеет длину 20,34 м, диаметр 2,8 м и сухой вес 30 200 кг. Вмещает 138 т твёрдого топлива на основе полибутадиена с концевыми гидроксильными группами (HTPB)[5]. Двигатель S139 развивает максимальную тягу в 4800 кН с удельным импульсом 269 с в вакууме.

Ни индийцы, и европейцы не жалуются. Как и американцы, японцы, китайцы на свои ТТУ.


500 т тяги монолитного ТТУ от CASC и обещают пятисекционный 1000 т. Это 9,8 МН. В CASC работают антикитайские иноагенты?

Абсолютный слив.
Полное саморазоблачение хама, пустозвона и откровенно антироссийского иноагента Demir_Binici.

За это бан. Не должна дискуссия проходить таким образом. Хотя согласен, что ТТУ зело вреден для природы и после старта того же STS погода во Флориде становилась непредсказуемой на полмесяца и керосиновые ускорители и первые ступени предпочтительны для российской космонавтики, лучше, вообще без всяких ускорителей обходиться.

[Prokrust]

ТТУ на хлоре крайне вредны для экологии, это факт.
Используются из-за изначального неумения делать нормальные ЖРД для 1 ступени. Водородные для этого плохо годятся. вот и лепят костыли от отсталости и заодним конечно поддерживают военку.
Вообще на ракету типа SLS можно смотреть только с умилением, хлопая в ладоши, и дивясь как можно потратить столько денег на это. Не удивительно что наше руководство космос не считало чем-то серьезным. Даже перестали делать Протон под давлением Запада, не посчитав нужным его реформировать - это очень зря.
А тут пришел Маск и все испортил.
Показал реальную силу американской инженерии, создав Мерлин. Рабочую дешевую лошадку.
Конечно ему повезло, новая политика НАСА очень помогла, раньше они таких частников просто гоняли.
И вот теперь американцы имеют два мощных движка будущего Раптор и БЕ-4, созданные после пристального изучения их предшественников НК-33 и РД-180. А мы их только догоняем.

[Demir_Binici]

Отвечать на смешные попытки меня оскорбить я не буду.

Абсолютный слив.

Пишет человек, пытавшийся что-то доказать, не приводя никаких доказательств.

Ущербность А6 это водород и ТТУшные костыли.

Утруждать себя объяснениями, в чём по его мнению ущербность водорода amster не стал, а про ТТУ выдал целый ворох сомнительных и бездоказательных утверждений.

На практике РН с ТТУшными костылями дороже чисто жидкостных.

Доказательств, откуда это "на практике" взялось не приведено.

Доказательства обратного: Все производители одноразовых ракет, основное назначение которых, вывод на GTO, используют ТТУ. Кроме Китая и РФ. В 2024 году три новые ракеты, разработка которых началась в 2014 - 2015 годах совершили свои первые успешные или частично успешные запуски. Китай начал использовать ТТУ с 2022 года на ракете среднего класса CZ-6A, выводящей до 4.5 тонн на SSO 700 км. За два с половиной года уже состоялось 6 успешных запусков. Близкая по выводимой массе CZ-8 с кислородно-керосиновыми бустерами летала всего дважды.

Уязвимость по погодным условиям.

Доказательств не приведено.

Доказательства обратного: Все производители как-то справляются. Кроме ТТУ на тяжёлых ракетах существует масса лёгких твердотопливных ракет. На космических кораблях Союз и Orion используется твердотопливная САС. На разрабатываемом сейчас ПТК НП по-прежнему будет твердотопливная САС.

Излишняя тяга при одинаковой ПН, которую СК должен "переварить".

Доказательств, что строительство СК для ракеты с ТТУ дороже, чем строительство СК для ракеты с ЖРД, выводящей близкую по массе ПН не приведено.

Доказательства незначительности:
Если сравнить ракеты, близкие по стартовой массе и выводимой на одинаковые орбиты полезной нагрузке, то действительно можно заметить, что суммарная тяга первых ступеней ракет с ТТУ выше, чем тяга ракет с ускорителями на ЖРД.
Ariane 64 превосходит CZ-5 по тяге на 88%, при том что вклад центральных ступеней на водороде составляет 7% и 10% соответственно. ПН на TLI примерно 8,200-8,500 кг у Ariane 64 и 8,200 кг у CZ-5.
Стартовые массы 860 и 855 тонн.
H3-24L превосходит CZ-7A по тяге на 69%, при том что вклад центральных ступеней на водороде и керосине составляет 24% и 33% соответственно. ПН на GTO более 6.5 тонн на GTO-1500 у H3-24L и от 5.5 до 7 тонн на GTO-? у CZ-7. Более точных данных производительности ракет нет.
Стартовые массы 575 и 573 тонны.

Можно предположить, что на строительство СК для ракеты с большей тягой потребуется выполнение большего числа земляных работ и уйдёт больше бетона. В каком знаке это отражается на общей стоимости строительства трудно сказать. Судя по тому, что вклад ТТУ в общую тягу c увеличился c 67% до 73% для Vulcan относительно Atlas V, с 92.6% до до 93.2% для Ariane 64 относительно Ariane 5, а для H3 относительно H-IIB почти не изменился, можно сделать вывод, что разработчики ракет не считают проблемой "излишнюю" тягу.

Опасность производства, транспортировки, хранения и токсичность выхлопа

Ни по одному из этих 4 пунктов доказательств не приведено.

Доказательство обратного: Лишь 9 процентов площади космодрома KSC (Космический центр имени Джона Ф. Кеннеди с которого запускались STS, и SLS) эксплуатируется по назначению, остальная территория представляет собой заповедник дикой природы.
Двигатели на ракетах с кислородно-керосиновым работают на смеси в которой избыток горючего. Остатки керосина в баках ракет, а также продукты неполного сгорания керосина не улучшают экологию. Особенно это касается двигателей открытого цикла.

Огромный сухой вес.

Последнее утверждение, которое amster даже сделал попытку доказать, безграмотно сравнивая полную массу ТТУ, включающее топливо с сухой массой ракетной ступени на ЖРД без топлива и снова не приводя никаких данных.

Данные вместо того любезно привёл Veganin.
Интенсивное использование жирного шрифта, абстрактных измышлений и оскорблений, отказ приводить какие-либо ссылки и данные - это не доказательства.

И, соответствеенно, транспортировка и установка на СК ракеты с ТТРДшными ступенями(на порядок более тяжелыми)
потребуют гораздо более сложных, опасных и дорогих технических решений

И это не доказательство, а просто абстрактное измышление.

Доказательства незначительности:
Вес ТТУ с топливом конечно больше веса не заправленного ускорителя с ЖРД. Но ТТУ меньше по габаритам на сравнимых по выводимой ПН ракетах.
Доказательство преимуществ ТТУ:
Жидкостную ракету надо заправлять, охлаждать двигатель и магистрали, в случае переноса старта (например из-за погоды) сливать топливо.

Подводя краткий ИТОГ.

1) У ТТУ много других косяков.

2) Почему тогда маршевые ТТРД в РФ не используют для РН, если они такие надежные?
3) Маск тоже не использует и не планирует использовать.

1) Ни одного "косяка" не найдено.
2) Ответ здесь.
3) Ответ там же.

Напомню еще мой пост про надёжность ТТУ.

P.S.
Всё изложенное выше касается применения ТТУ на одноразовых ракетных ступенях. При многократном использовании скорее всего ситуация обратная и будущее за ЖРД на криогенном топливе. Но пока у нас есть лишь один пример ракеты с многократно используемой первой ступенью, фантастически успешно летающей летавшей с мая 2018 по июль 2024 года. Насколько успешно например New Glenn будет конкурировать с Ariane 6, H3 и Vulcan, будем наблюдать. Вместо ТТУ для будущих версий Ariane есть планы использовать ускорители с ЖРД на метане и использовать их многократно.