Две ступени vs три ступени на ГПО – «наш ответ» Атласу-5

Дмитрий В. · 18.05.2009 22:34:50

ЦитироватьНе получается в 1.5 раза больше для трех ступеней против двух ступеней, если использовать только РД-180 и РД-0146. Получается только где-то 15%.

А разве я где-то говорил, что это соотношение - 150% - выполняется при всех условиях? Я рассмотрел ситуацию для РН равной Мст, с одинаковой тяговооруженностью 1-й ступени и равным УИ на 1-й и 2-й ступенях. В других ситуациях соотношение может быть иным. Но в любом случае, с ростом потребной ХС, выгодность увеличения количества ступеней возрастает.

Yegor · 19.05.2009 00:07:44

Цитировать
ЦитироватьИМХО А в случае использования 3.8м баков выигрыша от использования трех ступеней будет ещё меньше (если использовать только РД-180 и РД-0146).
Так как вторая водородная 3.8м ступень может поместить всего четыре РД-0146 и соотвественно её общая масса должна быть всего где-то не более 45 тонн.

А ктож Вас заставляет ограничиваться этим набором двигателей?

Экономическая целесообразность :roll:

У того же Протона на второй и третьей ступени один и тот же двигатель. И у Сатурна-5 тоже. ИМХО ещё один тип двигателей значительно увеличит стоиомсть РН - в данном случа понадобится РД-0120. Да и большая вторая водородная ступень будет стоить как первая ступень - тогда стоимость РН выростет больше чем на 50%. А надежность у трехступенчатой РН ниже. Не, не случайно американцы даже на ГСО летают в две ступени. :roll:

serb · 19.05.2009 01:19:10

Вот только у "Протона" двигатель первой ступени - 60 т тяги...
А тут всего 10.
Остро, остро не хватает движка в диапазоне 50-100 тонн...

SpaceR · 19.05.2009 00:51:55

ЦитироватьВот только у "Протона" двигатель первой ступени - 60 т тяги...
А тут всего 10.
Остро, остро не хватает движка в диапазоне 50-100 тонн...

:shock:
Вероятно, имелась в виду ТРЕТЬЯ ступень?

SpaceR · 19.05.2009 01:15:18

ЦитироватьОстро, остро не хватает движка в диапазоне 50-100 тонн...

Да нет тут никакой остроты. И вообще нехватки нет - по причине отсутствия реальной потребности в такой РН. (Уточняю - реальной - это исходя из того, какой будет её фактическая себестоимость и какой объём финансовых затрат потребуется на создание всей цепочки, где искомый ЖРД - только одно из звеньев.)
Увы, такого скакуна России пока не прокормить - несмотря на всю его красоту и резвость.

Пока же (ИМХО) - не хватает сейчас хоть одного практически эксплуатируемого КВРБ - с соответствующей инфраструктурой и специалистами, разумеется.
Когда это появится, можно будет уже говорить и о водородниках средней мощности.

serb · 19.05.2009 12:59:10

Да, естественно, третьей ступени, впрочем, и втоой тоже (4х60)

Дмитрий В. · 19.05.2009 17:21:31

Цитировать
Цитировать
ЦитироватьИМХО А в случае использования 3.8м баков выигрыша от использования трех ступеней будет ещё меньше (если использовать только РД-180 и РД-0146).
Так как вторая водородная 3.8м ступень может поместить всего четыре РД-0146 и соотвественно её общая масса должна быть всего где-то не более 45 тонн.

А ктож Вас заставляет ограничиваться этим набором двигателей?
Экономическая целесообразность :roll:

У того же Протона на второй и третьей ступени один и тот же двигатель. И у Сатурна-5 тоже. ИМХО ещё один тип двигателей значительно увеличит стоиомсть РН - в данном случа понадобится РД-0120. Да и большая вторая водородная ступень будет стоить как первая ступень - тогда стоимость РН выростет больше чем на 50%. А надежность у трехступенчатой РН ниже. Не, не случайно американцы даже на ГСО летают в две ступени. :roll:

Никто не запрещает в КРБ использовать тот же РД-0146. И зачем РД-0120, если мы ведем речь об исходном 23-тоннике? Тут все просто, пусть вместо корабля в головной части установлен КРБ, масса которого вместе с КА составляет 23 тонны. Тогда на ГПО будет выведен ПГ примерно на 30% более тяжелый, чем та же ракета выводит на 200*35800 км (наклонение 51,6 град). Это, конечно, не 50%, но прилично. Потом. Конечная цель ведь ГСО, а не ГПО. С водородным КРБ на ГСО выходит почти половина от того, что выведено на ГПО. Без разгонного блока чем будем довыводиться на ГСО? Правильно, с помощью собственного запаса КА. В результате, до ГСО дойдет масса, в несколько раз меньшая, чем выведенная с помощью КРБ. Простая арифметика. Американцы могут себе позволить полеты на ГПО в две ступени - у них широта старта кораздо меньше.

Комодский Варан · 17.03.2017 16:31:43

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
То, что двухступ для выведения на ГПО (не говоря уже про ГСО) при старте с территории России, "дохлый номер" - очевидно.

Не факт. Трёхступенчатая полностью водородная РН выигрывает у двухступенчатой полностью водородной РН 15-20% по массе ПН на ГПО-1800 при запуске с Восточного/Байконура. Т.е. проигрыш невелик. Это важнейший плюс водородных РН.

korund · 17.03.2017 18:16:38

ловите наркомана

Дмитрий В. · 18.03.2017 09:06:55

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
То, что двухступ для выведения на ГПО (не говоря уже про ГСО) при старте с территории России, "дохлый номер" - очевидно.
Не факт. Трёхступенчатая полностью водородная РН выигрывает у двухступенчатой полностью водородной РН 15-20% по массе ПН на ГПО-1800 при запуске с Восточного/Байконура. Т.е. проигрыш невелик. Это важнейший плюс водородных РН.

Не совсем так (точнее, совсем не так). Если брать две водородные РН стартовой массой, например, 500 т с одинаковыми удельными и относительными параметрами (УИ, коэф-ты весового совершенства ДУ и отсеков), то картина следующая (старт из Байконура, выведение на ГПО 200х35780 кмх25 град):
- 2-хступенчатая РН с мнгогократным включением ДУ 2-й ступени выведет примерно 5,3 т
- 2-хступенчатая РН + КВРБ выведет 12,9 т.

Комодский Варан · 18.03.2017 15:26:58

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Не совсем так (точнее, совсем не так). Если брать две водородные РН стартовой массой, например, 500 т с одинаковыми удельными и относительными параметрами (УИ, коэф-ты весового совершенства ДУ и отсеков), то картина следующая (старт из Байконура, выведение на ГПО 200х35780 кмх25 град):
- 2-хступенчатая РН с мнгогократным включением ДУ 2-й ступени выведет примерно 5,3 т
- 2-хступенчатая РН + КВРБ выведет 12,9 т.

Ну, что ж, «приступим, помолясь»!

Масса ПН на ГПО-1800 у обоих РН = 7 т.

------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------Двухступенчатая РН:

Начальная масса 2 ступени: 35.762 т

Конечная масса 2 ступени: 3.218 т

УИ: 470 сек
Массовое совершенство: 0.09
deltaV: 6600 м/с

+ ГО (2000 кг, сброс одновременно с 1 ступенью)

Начальная масса 1 ступени: 180.460 т
Конечная масса 1 ступени: 18.046 т
УИ: 455 сек
Массовое совершенство: 0.1
deltaV: 5700 м/с

Стартовая масса : 225.222 т, суммарная deltaV = 12300 м/с
------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Трехступенчатая РН:

Начальная масса 3 ступени: 15.645 т
Конечная масса 3 ступени: 1.720 т
УИ: 470 сек
Массовое совершенство: 0.11
deltaV: 4400 м/с

Начальная масса 2 ступени: 53.190 т
Конечная масса 2 ступени: 5.319 т
УИ: 470 сек
Массовое совершенство: 0.1
deltaV: 4600 м/с

+ ГО (2000 кг, сброс одновременно с 1 ступенью)

Начальная масса 1 ступени: 113.110 т
Конечная масса 1 ступени: 11.311 т
УИ: 455 сек
Массовое совершенство: 0.1
deltaV: 3400 м/с

Стартовая масса: 190.945 т, суммарная deltaV = 12400 м/с.

------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Как видим, трехступенчатая РН выигрывает по стартовой массе всего лишь на ((225.222/190.945)-1)*100% = 17.95%.

При расчётах были использованы данные об массовом совершенстве существующих водородных ступеней и разгонных блоков.

С уважением, Комодский Варан.

Дмитрий В. · 18.03.2017 15:28:03

Попытки расчета на пальцах, нередко приводят к неправильным результатам.
В качестве основы взяты:
- для 1-й ступени ДУ с удельными показателями близкими к РД0120 (удельная масса ДУ около 0,035, УИ 375/450 с
- для 2-й ступени и РБ ДУ с удельными параметрами близкими к РД0146 (удельная масса 0,05, УИ=462 с).
В результате расчета получены следующие оптимальные проектные параметры:
Вариант 2-хступенчатой РН с ДУ-2 многократного включения. Стартовая тяговооруженность: 1,48 для 1-й и 0,31 - для 2-й ступени, относительные конечные массы ступеней: 0,2 и 0,66 (выведение на НОО) соответственно . На НОО высотой 200х200х51,6 град выведен головной блок массой 28517 кг. На ГПО выведена масса 5329 кг. Расход топлива на выведение на ГПО 18927 кг (затраты ХС 3200 м/с).
Параметры Варианта 1 при выведении на НОО:

Launch mass		500000,0
Payload		28517,3

		I	II
Full mass		453819,4	15163,3
Empty mass		55085,06633	0
Isp (atm) (s)		375	300
Isp (vac) (s)		450	462
Thrust (vac) (t)	889,7978719	13,61342
Fuel consumption	1977,328604	29,46627
Throttle



Fairing mass		2500
Fairing jettison (s)	200

Sx		40	40
Sy		420	150

Вариант 2. Оптимальные проектные параметры: тяговооруженность 1,45 и 0,74 - для 1-й и 2-й ступени соответственно, относительные конечные массы ступеней 0,305 и 0,426.
На орбиту выводится головной блок (КА+КВРБ) массой 32591 кг. На ГПО выводится ПГ массой 12960 кг при расходе топлива 12625 кг (ХС=3234 м/с). Конечная масса КВРБ 3010 кг.
Параметры варианта 2 при выведении на НОО:

Launch mass		500000,0
Payload		32591,8336

		I	II
Full mass		398204,4586	66703,71
Empty mass		50503,55332	9752,03
Isp (atm) (s)		375	300
Isp (vac) (s)		450	462
Thrust (vac) (t)	868,6587025	73,33561
Fuel consumption	1930,352672	158,7351
Throttle	-



Fairing mass		2500
Fairing jettison (s)	200

Sx		40	40
Sy		420	150

Комодский Варан · 18.03.2017 16:57:38

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Попытки расчета на пальцах, нередко приводят к неправильным результатам.
В качестве основы взяты:
- для 1-й ступени ДУ с удельными показателями близкими к РД0120 (удельная масса ДУ около 0,035, УИ 375/450 с
- для 2-й ступени и РБ ДУ с удельными параметрами близкими к РД0146 (удельная масса 0,05, УИ=462 с).
В результате расчета получены следующие оптимальные проектные параметры:
Вариант 2-хступенчатой РН с ДУ-2 многократного включения. Стартовая тяговооруженность: 1,48 для 1-й и 0,31 - для 2-й ступени, относительные конечные массы ступеней: 0,2 и 0,66 (выведение на НОО) соответственно . На НОО высотой 200х200х51,6 град выведен головной блок массой 28517 кг. На ГПО выведена масса 5329 кг. Расход топлива на выведение на ГПО 18927 кг (затраты ХС 3200 м/с).
Параметры Варианта 1 при выведении на НОО:
Launch mass 500000,0
Payload 28517,3
I II
Full mass 453819,4 15163,3
Empty mass 55085,06633 0
Isp (atm) (s) 375 300
Isp (vac) (s) 450 462
Thrust (vac) (t) 889,7978719 13,61342
Fuel consumption 1977,328604 29,46627
Throttle

Fairing mass 2500
Fairing jettison (s) 200
Sx 40 40
Sy 420 150
Вариант 2. Оптимальные проектные параметры: тяговооруженность 1,45 и 0,74 - для 1-й и 2-й ступени соответственно, относительные конечные массы ступеней 0,305 и 0,426.
На орбиту выводится головной блок (КА+КВРБ) массой 32591 кг. На ГПО выводится ПГ массой 12960 кг при расходе топлива 12625 кг (ХС=3234 м/с). Конечная масса КВРБ 3010 кг.
Параметры варианта 2 при выведении на НОО:
Launch mass 500000,0
Payload 32591,8336
I II
Full mass 398204,4586 66703,71
Empty mass 50503,55332 9752,03
Isp (atm) (s) 375 300
Isp (vac) (s) 450 462
Thrust (vac) (t) 868,6587025 73,33561
Fuel consumption 1930,352672 158,7351
Throttle -
Fairing mass 2500
Fairing jettison (s) 200
Sx 40 40
Sy 420 150

1. У РД-0120 УИ = 455 сек.
2. У РД-0146Д УИ = 470 сек.
3. ХС на ГПО составляет 3000 м/с, а не 3200 м/с.
4. Массовое совершенство ступеней взято с потолка и занижено почти в 2 раза. РН делают не хруники, примите при расчётах нормальные значения массового совершенства. Посчитайте РН с параметрами, указанными мною выше.

Дмитрий В. · 18.03.2017 16:13:16

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Попытки расчета на пальцах, нередко приводят к неправильным результатам.
В качестве основы взяты:
- для 1-й ступени ДУ с удельными показателями близкими к РД0120 (удельная масса ДУ около 0,035, УИ 375/450 с
- для 2-й ступени и РБ ДУ с удельными параметрами близкими к РД0146 (удельная масса 0,05, УИ=462 с).
В результате расчета получены следующие оптимальные проектные параметры:
Вариант 2-хступенчатой РН с ДУ-2 многократного включения. Стартовая тяговооруженность: 1,48 для 1-й и 0,31 - для 2-й ступени, относительные конечные массы ступеней: 0,2 и 0,66 (выведение на НОО) соответственно . На НОО высотой 200х200х51,6 град выведен головной блок массой 28517 кг. На ГПО выведена масса 5329 кг. Расход топлива на выведение на ГПО 18927 кг (затраты ХС 3200 м/с).
Параметры Варианта 1 при выведении на НОО:
Launch mass 500000,0
Payload 28517,3
I II
Full mass 453819,4 15163,3
Empty mass 55085,06633 0
Isp (atm) (s) 375 300
Isp (vac) (s) 450 462
Thrust (vac) (t) 889,7978719 13,61342
Fuel consumption 1977,328604 29,46627
Throttle

Fairing mass 2500
Fairing jettison (s) 200
Sx 40 40
Sy 420 150Вариант 2. Оптимальные проектные параметры: тяговооруженность 1,45 и 0,74 - для 1-й и 2-й ступени соответственно, относительные конечные массы ступеней 0,305 и 0,426.
На орбиту выводится головной блок (КА+КВРБ) массой 32591 кг. На ГПО выводится ПГ массой 12960 кг при расходе топлива 12625 кг (ХС=3234 м/с). Конечная масса КВРБ 3010 кг.
Параметры варианта 2 при выведении на НОО:
Launch mass 500000,0
Payload 32591,8336
I II
Full mass 398204,4586 66703,71
Empty mass 50503,55332 9752,03
Isp (atm) (s) 375 300
Isp (vac) (s) 450 462
Thrust (vac) (t) 868,6587025 73,33561
Fuel consumption 1930,352672 158,7351
Throttle -
Fairing mass 2500
Fairing jettison (s) 200
Sx 40 40
Sy 420 150
1. У РД-0120 УИ = 455 сек.
2. У РД-0146Д УИ = 470 сек.
3. ХС на ГПО составляет 3000 м/с, а не 3200 м/с.
4. Массовое совершенство ступеней взято с потолка и занижено почти в 2 раза. РН делают не хруники, примите при расчётах нормальные значения массового совершенства. Посчитайте РН с параметрами, указанными мною выше.

1)РД0120 заточен под работу в составе ЦБ пакета, и имеет коэффициент высотности сопла 1,288 (большие потери н статическое противодавление). А я взял ЖРД с высотностью 1,2 - считайте, что "обрезанный" РД0120 с уменьшенным УИ в пустоте и повышенным УИ у земли.
2)А у РД0146 порядк 462-466 с. Но это принципиально ничего не меняет.
3)Да какая разница? Пусть 3000 м/с: получается 6044 против 13747 кг.
4)Массовое совершенство от балды взято у Вас, а у меня - из статистики наших отечественных изделий. Хотите поспорить? Вот Вам пример реальности: масса группы "двигательная установка" для блока Ц составляла примерно 24 тонны. При тяге у земли 590 тс это соответствует удельной массе ДУ 0,04. Я взял 0,035 с учетом укорочения сопла.

Димитър · 18.03.2017 17:16:01

Интересно, что Маск выводит на ГПО 2-ступенчатой ракетой, причем на керосине! Он считать не умеет?

Дмитрий В. · 18.03.2017 16:21:21

ЦитироватьДимитър пишет:
Интересно, что Маск выводит на ГПО 2-ступенчатой ракетой, причем на керосине! Он считать не умеет?

С какой широты он стартует?

Комодский Варан · 18.03.2017 17:30:29

ЦитироватьДимитър пишет:
Интересно, что Маск выводит на ГПО 2-ступенчатой ракетой, причем на керосине! Он считать не умеет?

Просто у Фалькона-9 нормальное массовое совершенство. Не такое, как у " наших отечественных изделий".

Дмитрий В. · 18.03.2017 16:33:52

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДимитър пишет:
Интересно, что Маск выводит на ГПО 2-ступенчатой ракетой, причем на керосине! Он считать не умеет?
Просто у Фалькона-9 нормальное массовое совершенство. Не такое, как у " наших отечественных изделий".

И это тоже, конечно. Только "массовое совершенство Фалькона" мало кому известно в точности.

Дмитрий В. · 18.03.2017 16:34:33

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДимитър пишет:
Интересно, что Маск выводит на ГПО 2-ступенчатой ракетой, причем на керосине! Он считать не умеет?
Просто у Фалькона-9 нормальное массовое совершенство. Не такое, как у " наших отечественных изделий".

Ну, и при бесконечно высоком массовом совершенстве можно вообще все делать одноступом

Комодский Варан · 18.03.2017 17:54:01

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
4)Массовое совершенство от балды взято у Вас, а у меня - из статистики наших отечественных изделий. Хотите поспорить? Вот Вам пример реальности: масса группы "двигательная установка" для блока Ц составляла примерно 24 тонны. При тяге у земли 590 тс это соответствует удельной массе ДУ 0,04. Я взял 0,035 с учетом укорочения сопла.

Не напомните, сколько десятилетий назад летало последнее "наше отечественное изделие" на водороде?

Хорошо, смотрим первую ступень:

ЦитироватьStage 1. 1 x Ariane 5 EPC. Gross Mass: 186,000 kg (410,000 lb). Empty Mass: 12,700 kg (27,900 lb). Thrust (vac): 1,114.000 kN (250,437 lbf). Isp: 434 sec. Burn time: 650 sec. Isp(sl): 335 sec. Diameter: 5.46 m (17.91 ft). Span: 5.46 m (17.91 ft). Length: 30.50 m (100.00 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: Vulcain 2. Other designations: H173. Status: In Production.

Выкидываем Вулкан нахрен, ставим модификацию RS-25 с тягой на уровне моря 250 тс и массой 4300 кг. Полная масса увеличивается до 188500 кг, пустая масса - до 15200 кг. Массу недозабора оценим в 2300 кг. Ещё 1300 кг пойдут на усиление конструкции из-за увеличения нагрузки. Итого массовое совершенство = (15200+2300+1300)/188500 = 0.1, о чём я и говорил.

Массовое совершенство второй ступени чуть лучше, чем у Центавра благодаря большему РЗТ.