О грузоподъёмности Сатурна-5 (и других ракет)

[fagot]

Тризенит рулит.

[Bell]

Тризенит рулит.

При таких делах даже Триатлас зарулит

[Shestoper]

Кстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне и соответственно - на ГПО/ГСО. А 40 т на низкой орбите не особо-то нужны.

Если 18 тонн на отлетную к Луне, то сколько будет на поверхности Луны?
Опыт Сатурна как раз показывает: чтобы привезти на Луну  в предельно облегченном модуле, стенки которого можно было ногой пробить, двух мужиков (ну ладно, третий в принципе тоже мог бы сесть, если бы была отработана автоматическая стыковка), чуток погулять по Луне, и вернуться на Землю - нужна ракета в 3000 тонн.

[avmich]

Кстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен :)
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне

А в чём магическость 17-18 тонн к Луне?

Мне кажется, отталкиваться в расчёте масс надо от предполагаемой массы "современного" посадочного корабля. Если LEM был примерно 15 тонн на окололунной, то для большего экипажа и больших запасов, с учётом современных технологий нужно, вероятно, около 20 тонн на окололунной. Это никак не получить, если иметь 17-18 тонн на отлётной. Или план состоит в дозаправке?..

Ещё что интересно - по идее, Тризенит имеет примерно вдвое большую стартовую тягу, чем Триатлас. Должен и ПН иметь вдвое больше - если, конечно, не учитывать положения старта по широте.

[avmich]

[Опыт Сатурна как раз показывает: чтобы привезти на Луну  в предельно облегченном модуле, стенки которого можно было ногой пробить, двух мужиков (ну ладно, третий в принципе тоже мог бы сесть, если бы была отработана автоматическая стыковка), чуток погулять по Луне, и вернуться на Землю - нужна ракета в 3000 тонн.

Идея 40-тонника вроде бы в том, что он нужен не только для полётов к Луне, но и для околоземных дел - соответственно, задач для него будет больше, а это критический вопрос для "больших" ракет ("большие" - это между "тяжёлые", на ~20 т ПН, и "сверхтяжёлые", на ~100 т), При этом разработка 40-тонника должна быть дешевле, чем разработка сверхтяжёлой РН.

[Bell]

Кстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне

А в чём магическость 17-18 тонн к Луне?

Это = 40 т на ЛЕО.

Мне кажется, отталкиваться в расчёте масс надо от предполагаемой массы "современного" посадочного корабля. Если LEM был примерно 15 тонн на окололунной, то для большего экипажа и больших запасов, с учётом современных технологий нужно, вероятно, около 20 тонн на окололунной. Это никак не получить, если иметь 17-18 тонн на отлётной. Или план состоит в дозаправке?..

Плана пока нет. Пока есть разговор о том, что не нужен 40-тонник, а достаточно 2-хступ. 35-тонника.

А дальше разговор пойдет о том, что флаговтыкательная схема экспедиции, описанная тобой, вообще не нужна и даже вредна. Нужно сразу начинать с ЛОС и/или "бытовки" на поверхности.

Ещё что интересно - по идее, Тризенит имеет примерно вдвое большую стартовую тягу, чем Триатлас. Должен и ПН иметь вдвое больше - если, конечно, не учитывать положения старта по широте.

Речь о полуводородном Триатласе - 2-я ст. водородная порядка 130-150 т Мст.

[Bell]

Идея 40-тонника вроде бы в том, что он нужен не только для полётов к Луне, но и для околоземных дел

Конкретно 40-тонник для околоземных дел не нужен. Нет ничего сакрального в цифре "40 т на ЛЕО". РН такой размерности нужна для ГСО, а там разница между 40 и 35 т непринципиальна.

[Bell]

Уточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

[Дмитрий В.]

Уточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

Это может быть дороже, чем сделать сразу двухступ, который при необходимости может оснащаться РБ.

[Fakir]

Немного отойдя в сторону - какова грузоподъёмность сегодняшнего Протона? ЦиХ клянётся, что 21 тонну они точно выводят... и вроде можно поверить... но - это произвольные 21 тонна? Или в неё входит обязательно блок, типа РБ ДМ, который помогает довывести эти 21 тонну на низкую орбиту?

У Протона-М это чистая ПН, выводимая тремя ступенями, связка РБ плюс ПН после довыведения весит на несколько тонн больше.

Вау!!!
Точно?! А сколько именно и на какой орбите?!

[Bell]

Точно?! А сколько именно и на какой орбите?!

Бриз-М весит 22 т, ГСОшный спутник порядка 5 = 27 т на незамкнутой траектории.

[Fakir]

Я всё же про минимально стабильную

[Bell]

Уточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

Это может быть дороже, чем сделать сразу двухступ, который при необходимости может оснащаться РБ.

Дело в том что там нет понятия "при необходимости"! Высокоэнергетические траектории для такого носителя будут приоритетными. "При необходимости" там могут быть как раз низкоорбитальые запуски.

[Bell]

Я всё же про минимально стабильную

200х200, 51,6?
21,5 т примерно

вот собсно что говорит "производитель":
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=42

[Bell]

Кстати, Протон оптимизировался именно под выведение тяжелых КГЧ на низкую орбиту.

[Дмитрий В.]

Уточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

Это может быть дороже, чем сделать сразу двухступ, который при необходимости может оснащаться РБ.

Дело в том что там нет понятия "при необходимости"! Высокоэнергетические траектории для такого носителя будут приоритетными. "При необходимости" там могут быть как раз низкоорбитальые запуски.

Поясню мысль. Если оптимизировать параметры под отлетную траекторию, то третья ступень получится довольно большой. С довольно большим (и дорогим ЖРД), поскольку оптимальная тяговооруженность будет порядка 0,5-0,8. При этом, неизбежна такая неприятность, как излишек массы конструкции (третья ступень будет частично опорожнена). Соответственно растут массы СООЗ, падает точность (увеличение импульса последействия) и т.п. геморрой. Разработка РБ может быть распараллелена с разработкой РН (т.е. может быть выполнена в известной степени независимо). У РБ может быть маленький ЖРД (тяговооруженность 0,1-0,3). Среди прочих прелестей - стабильность летных характеристик (перегрузок, скоростных напоров и т.п.) при запуске различных ПН.

[Bell]

Поясню мысль. Если оптимизировать параметры под отлетную траекторию, то третья ступень получится довольно большой.

Так точно!

С довольно большим (и дорогим ЖРД), поскольку оптимальная тяговооруженность будет порядка 0,5-0,8.

Зачем на 3-й ступени 0,5-0,8? Даже просто на нормальной 3-й ступени? А тут будет эммм... 3,5-ная, так что менее 0,5 = 2 РД-0146 например.

При этом, неизбежна такая неприятность, как излишек массы конструкции (третья ступень будет частично опорожнена).

Это не страшно. Зато 2-хступенчатый 35-тонник будет дешевле такого же 40-тонника.

Соответственно растут массы СООЗ, падает точность (увеличение импульса последействия) и т.п. геморрой.

Можно дошлифовывать на одном двигателе - тогда с тягой, последействием, точностью и т.п. всё будет нормально

[Дмитрий В.]

Проблема в том, что придется проектировать две разных ракеты: трехступенчатую, а потом двухступенчатую (хоть и с унификацией по двигателям). А в случае двухступенчатой  конфигурации с КРБ - только одну!

[Bell]

Хммм.. не пойму я...
почему сразу нельзя спроектировать трехступенчатую, а потом использоват изредка в урезанном виде? Ну примерно как тот же Сатурн - из 13 полетов только Скайлэб на НЗО.

А про РБ вообще забыть

[Дмитрий В.]

Хммм.. не пойму я...
почему сразу нельзя спроектировать трехступенчатую, а потом использоват изредка в урезанном виде? Ну примерно как тот же Сатурн - из 13 полетов только Скайлэб на НЗО.

А про РБ вообще забыть

РБ дешевле будет, чем полноразмерная 3-я