Доступный для России супертяж

[Дмитрий В.]

Да посчитайте уже, какие проблемы?

Для начала покажите свой расчет (или методику).

[Reentrant]

Для начала покажите свой расчет (или методику).

На коленке -- тупо формула Циолковского, все исходные я привел выше. ХС=2623+5113+4910=12646. С сатурновскими потерями этого достаточно -- а у нас потери будут меньше, т.к. тяговооруженность выше. Ради интереса, могу на на orbiter/velcro погонять, это всяко точнее, чем в экселе -- но качественный итог будет тот же.

относительно схемы с "чистым" КРБ (грубо говоря, более оптимальное распределение масс не компенсирует рост массы ДУ третьей ступени).

Фокус в том, что оптимальная система для TLI на базе РН, расчитанной на НОО, должна быть четырехступенчатой. Против трехступенчатой, которую я предлагаю, и которую выбрали американцы для "аполлона".

[Дмитрий В.]

Для начала покажите свой расчет (или методику).

На коленке -- тупо формула Циолковского, все исходные я привел выше. ХС=2623+5113+4910=12646. С сатурновскими потерями этого достаточно -- а у нас потери будут меньше, т.к. тяговооруженность выше. Ради интереса, могу на на orbiter/velcro погонять, это всяко точнее, чем в экселе -- но качественный итог будет тот же.

относительно схемы с "чистым" КРБ (грубо говоря, более оптимальное распределение масс не компенсирует рост массы ДУ третьей ступени).

Фокус в том, что оптимальная система для TLI на базе РН, расчитанной на НОО, должна быть четырехступенчатой. Против трехступенчатой, которую я предлагаю, и которую выбрали американцы для "аполлона".

Лучше где-нибудь "погонять". Поскольку расчет по ф-ле Циолковского не учитывает влияния таких важных факторов, как тяговооруженность.

[Большой]

Лучше где-нибудь "погонять". Поскольку расчет по ф-ле Циолковского не учитывает влияния таких важных факторов, как тяговооруженность.

Вот! давно хотел спросить, как в формулу Ц-го, входит коэфф. тяговооружённости. В явном виде я не видел. (заговорил стихами :wink:) Или например, есть зависимость Vх=f(n) где n - тяговооружённость.Или может быть пояснить на примере:
допустим Vх= 9,0 км/с  n=1,5
9,3 км/с  - 1,35 и т.д  :roll:

[Дмитрий В.]

Лучше где-нибудь "погонять". Поскольку расчет по ф-ле Циолковского не учитывает влияния таких важных факторов, как тяговооруженность.

Вот! давно хотел спросить, как в формулу Ц-го, входит коэфф. тяговооружённости. В явном виде я не видел. (заговорил стихами :wink:) Или например, есть зависимость Vх=f(n) где n - тяговооружённость.Или может быть пояснить на примере:
допустим Vх= 9,0 км/с  n=1,5
9,3 км/с  - 1,35 и т.д  :roll:

В ф-ле Циолковского тяговооруженность никак не учитывается. Точнее, ее можно учесть через соответствующее изменение конечной массы ступени.

[Большой]

тогда каким образом можно учесть тяговооруж. на величину Vx :?:

[Дмитрий В.]

тогда каким образом можно учесть тяговооруж. на величину Vx :?:

С ростом тяговооруженности потребная ХС падает, а конечная масса растет. Отсюда - наличие оптимального значения тяговооруженности для каждой ступени.

[Дмитрий В.]

Вот моя раскладка. Компоненты:
1) isp=309 m0=355 m1=35 -- боковушка стандартная
2) isp=453 m0=600 m1=57 -- ЦБ укороченный
3) isp=460 m0=140 m1=14 -- РБ

По пунктам:
1)Конечная масса блока "А" без средств спасения 51 т, а не 35 (сухая - около 45 тонн). Теоретически, при переносе передачи продольных сил на нижний узел связи, конечную массу блока "А" можно уменьшить до 40 т, но для этого надо менять всю конструктивно-силовую схему "Энергии".
2)Конечная масса блока Ц с 703 тоннами РЗТ превышала 70 тонн. Уменьшение заправки на 100 тонн вряд ли приведет к такому уменьшению конечной массы.
3)Допустим.
\Кстати, в "полноценном" варианте, сколько РД-0120 на ЦБ? Все так же четыре?

[Reentrant]

Лучше где-нибудь "погонять". Поскольку расчет по ф-ле Циолковского не учитывает влияния таких важных факторов, как тяговооруженность.

Уже взято с большим запасом, при уточнении будет только лучше. Однако, на модельке погоняю, самому интересно, сколько получится выжать. На глаз, 50 тонн на TLI сильно занижено.

По пунктам:
1)Конечная масса блока "А" без средств спасения 51 т, а не 35 (сухая - около 45 тонн). Теоретически, при переносе передачи продольных сил на нижний узел связи, конечную массу блока "А" можно уменьшить до 40 т, но для этого надо менять всю конструктивно-силовую схему "Энергии".

В любом случае придется -- боковое крепление ПН идет лесом.

Данные по Энергии брал отсюда: http://www.astronautix.com/lvs/energia.htm

2)Конечная масса блока Ц с 703 тоннами РЗТ превышала 70 тонн. Уменьшение заправки на 100 тонн вряд ли приведет к такому уменьшению конечной массы.

Стартовая масса Энергии около 2400. 100 тонн ПН, 905 тонн ЦБ, 4*355 тонн боковушки. 703 тонны РЗТ, это простите, куда? 905-703=202 тонны.

Кстати, в "полноценном" варианте, сколько РД-0120 на ЦБ? Все так же четыре?

Четыре. На прототипе четыре или два, в зависимости от ПН и назначения.

[LG]

восстановление производства водородного двигателя РД-0120

Вы так говорите, как будто это что-то плохое.

"Оно" не плохое, но отдаляет появление супертяжа куда-то в туманные дали, где сдохнут ишак и шах. :wink:

А почему обязательно водород? Может быть супертяж Поповкина керосиновый?  :roll:

Не, водородный :wink: Мст=2050 тн, Мпн=100 тн

Подозреваю что там на ЦБ - тот же керосин
Боковаые - РД-0171
Центр - РД - 180 или РД-191

[Shestoper]

С ростом тяговооруженности потребная ХС падает, а конечная масса растет. Отсюда - наличие оптимального значения тяговооруженности для каждой ступени.

Оптимизировать-то нужно не мю ПН, а стоимость вывода килограмма.
При росте тяговооруженности встает вопрос стоимости ДУ. Особенно актуально это для первой ступени - у неё и тяговоруженность нужна самая высокая, и масса в разы больше верхних ступеней.

Если первая ступень оснащена сравнительно сложным ЖРД типа РД-170 - экономически выгоднее увеличить баки и налить побольше топлива. Пусть упадет мю ПН, но увеличится абсолютная величина ПН. Так хотели сделать первоначальный "ушастый" вариант Ангары c РД-170, более тяжелой по сравнению с Зенитом.
А если у нас на первой ступени двигатель, чью тягу можно нарастить при минимальном удорожании ступени (ТТУ или вытеснительные ЖРД) - тогда выгодно повышать мю ПН за счет роста тяговооруженности.

[LG]

Такая керосиновая хрень вытягивает до 80 тонн

[Дмитрий В.]

С ростом тяговооруженности потребная ХС падает, а конечная масса растет. Отсюда - наличие оптимального значения тяговооруженности для каждой ступени.

Оптимизировать-то нужно не мю ПН, а стоимость вывода килограмма.
При росте тяговооруженности встает вопрос стоимости ДУ. Особенно актуально это для первой ступени - у неё и тяговоруженность нужна самая высокая, и масса в разы больше верхних ступеней.

Если первая ступень оснащена сравнительно сложным ЖРД типа РД-170 - экономически выгоднее увеличить баки и налить побольше топлива. Пусть упадет мю ПН, но увеличится абсолютная величина ПН. Так хотели сделать первоначальный "ушастый" вариант Ангары c РД-170, более тяжелой по сравнению с Зенитом.
А если у нас на первой ступени двигатель, чью тягу можно нарастить при минимальном удорожании ступени (ТТУ или вытеснительные ЖРД) - тогда выгодно повышать мю ПН за счет роста тяговооруженности.

В целом верно, но дьявол, как известно, кроется в деталях. При увеличении заправки растет Мпг, но одновременно - и габариты и массы. Если стандартный "зенитовский" размер мог спокойно транспортироваться на Байк и, возможно, на Восточный, в неразъемном виде, то увеличение заправки ведет к невозможности доставки блока на Восточный иначе, как по воздуху, либо в расчлененном виде по ж/д. Значит, удорожание транспортировки и увеличение количества операций на космодроме. Я уж не говорю про невозможность парирования отказов ЖРД.

[Дмитрий В.]

Уже взято с большим запасом, при уточнении будет только лучше. Однако, на модельке погоняю, самому интересно, сколько получится выжать. На глаз, 50 тонн на TLI сильно занижено.

При Ваших исходных данных (разумеется, с поправкой на реальные массовые характеристики блоков "Энергии"), действительно, получается 50 т. При этом оптимальная начальная масса 3-й ступени (с ПГ) составляет 179 т, а оптимальная тяга 51 тс. Стартовая масса РН 2296 т. Если взять за основу реальную "Энергию" с одноразовыми блоками, то с разгонным блоком, оснащенным ЖРД суммарной тягой 30 тс, к Луне улетает... более 52 т при Мст = 2358 т. Предложенная мной "керосинка" отправляет к Луне около 45 т. Все выкладки приведены для старта с Байконура с оптимизированным КРБ(только для отлета к Луне).

В любом случае придется -- боковое крепление ПН идет лесом.

Ну,  крепление ПГ и ББ как-то мало связаны друг с другом. А изменение схемы крепления последних приведет к росту сухой массы ЦБ (нет разгрузки от сжатия).

Данные по Энергии брал отсюда: http://www.astronautix.com/lvs/energia.htm

Напрасно. Данные по "Энергии" надо брать с Буран.ру. Для справки: конечная масса блока А со средствами системы спасения - около 65 т.

Стартовая масса Энергии около 2400. 100 тонн ПН, 905 тонн ЦБ, 4*355 тонн боковушки. 703 тонны РЗТ, это простите, куда? 905-703=202 тонны.

Примерно, так: стартовая масса блоков а = 4*(65+310)=1500 т. Масса ЦБ = 708+75=783 т. Масса ГТК=40 т. Масса ПГ=98 т (на переходной незамкнутой орбите). Итого стартовая масса РН 14К25: 1500+783+40+98=2421 т.

[Salo]

По пунктам:
1)Конечная масса блока "А" без средств спасения 51 т, а не 35 (сухая - около 45 тонн). Теоретически, при переносе передачи продольных сил на нижний узел связи, конечную массу блока "А" можно уменьшить до 40 т, но для этого надо менять всю конструктивно-силовую схему "Энергии".

В любом случае придется -- боковое крепление ПН идет лесом.

Данные по Энергии брал отсюда: http://www.astronautix.com/lvs/energia.htm

Это Вы зря батенька.

2)Конечная масса блока Ц с 703 тоннами РЗТ превышала 70 тонн. Уменьшение заправки на 100 тонн вряд ли приведет к такому уменьшению конечной массы.

Стартовая масса Энергии около 2400. 100 тонн ПН, 905 тонн ЦБ, 4*355 тонн боковушки. 703 тонны РЗТ, это простите, куда? 905-703=202 тонны.

Вот Вы и попали, оперевшись на Вэйда. РЗТ 703 т цифра достаточно точная. У Губанова:
http://www.buran.ru/htm/15-3.htm

Основные характеристики топливной системы. Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.

Теперь там же по Блоку А:
http://www.buran.ru/htm/09-3.htm

[Lamort]

Народ, вот вы жонглируете цифрами, совершенно забывая о технологиях изготовления баков больших диаметров, днищ, шпангоутных колец. Для всего этого нужно особое уникальное оборудование, стоящее само по себе как небольшой завод. Плюс помещения, пригодные для работы с крупногабаритными конструкциями. А в уже существующих проводить перепланировку, расширять проезды, поднимать проёмы, потолки...

Почему же "забываете", я не забываю, - я считаю, что пакета ракетных блоков диаметром 4 метра вполне достаточно, кстати, и под водород тоже.
 Тот же Centaur имеет диаметр три метра.

[Reentrant]

При Ваших исходных данных (разумеется, с поправкой на реальные массовые характеристики блоков "Энергии"), действительно, получается 50 т. При этом оптимальная начальная масса 3-й ступени (с ПГ) составляет 179 т, а оптимальная тяга 51 тс. Стартовая масса РН 2296 т. Если взять за основу реальную "Энергию" с одноразовыми блоками, то с разгонным блоком, оснащенным ЖРД суммарной тягой 30 тс, к Луне улетает... более 52 т при Мст = 2358 т.

Ну вот видите, даже при серьезно ухудшенных вводных получилось больше 50 тонн -- там, где у более тяжелой "Энергии" было всего 32 или 36 тонн. Сильное колдунство, однако!

Предложенная мной "керосинка" отправляет к Луне около 45 т. Все выкладки приведены для старта с Байконура с оптимизированным КРБ(только для отлета к Луне).

Полные данные по ступеням покажите пожалуйста.

Вот Вы и попали, оперевшись на Вэйда. РЗТ 703 т цифра достаточно точная. У Губанова: http://www.buran.ru/htm/15-3.htm

Основные характеристики топливной системы. Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.

Заявлено более 70 тонн. Складываем: 3450*4 + 14365 + 5741 + 6260 = 40166. Где остальное? Один хвостовой отсек столько весить не может, если РН на него не опирается. Значит, имеем излишество на боковое крепление ПН, от которого и избавимся при переходе на нормальное, верхнее расположение.

Тот же Centaur имеет диаметр три метра.

"Центавр" создан спутники на ГСО забрасывать, а не людей на Луну. Для людей была сделана S-IVB диаметром 6.61 метра.

[Дмитрий В.]

Заявлено более 70 тонн. Складываем: 3450*4 + 14365 + 5741 + 6260 = 40166. Где остальное?

Считаем:
- Бак О сухой 5741 кг
- Бак Г сухой 14365 кг
- остатки компонентов и газов - 10000-11000 кг
- межбаковый отсек с системой управления 7300-7500 кг
- хвостовой отсек 7500 кг
- двигательная установка 24000 кг
- прочие системы (СПВП, бортовая кабельная сеть и т.п.) - 4000-5000 кг.

Как-то так.

[Дмитрий В.]

Ну вот видите, даже при серьезно ухудшенных вводных получилось больше 50 тонн -- там, где у более тяжелой "Энергии" было всего 32 или 36 тонн. Сильное колдунство, однако!

Я в первую очередь вижу что у стандартной Энергии с одноразовыми блоками А и "верхним" расположением ПГ энергетика еще лучше. И не надо разрабатывать довольно крупную третью ступень, можно обойтись КРБ гораздо меньшей размерности с меньшей тягой (4хРД-0146Д).

[Reentrant]

Считаем:
- Бак О сухой 5741 кг
- Бак Г сухой 14365 кг
- остатки компонентов и газов - 10000-11000 кг
- межбаковый отсек с системой управления 7300-7500 кг
- хвостовой отсек 7500 кг
- двигательная установка 24000 кг
- прочие системы (СПВП, бортовая кабельная сеть и т.п.) - 4000-5000 кг.
Как-то так.

Откуда 7500, когда 6260 межбаковый отсек, прямым текстом сказано у Губанова. Далее, четыре РД-0120 = 3450*4 = 13800, 24 тонны для всей ДУ -- не слишком ли много? Все в сборе посмотрим, вот Ариан-5, аналогичная конструкция, ЦБ подвешен на двух бустерах, с вертикальной установкой ПН, качество 170/14.7=11.565. Бак "шаттла", подвешен на двух бустерах, ПН сбоку, качество 756/37=20.432 -- добавляем ДУ, даже в те же 24 тонны, 756/(37+24)=12.393. А у "Энергии" что получается, 703/74=9.5? Что это, тяжкое наследие указаний политбюро, или общая технологическая отсталость?

Я в первую очередь вижу что у стандартной Энергии с одноразовыми блоками А и "верхним" расположением ПГ энергетика еще лучше. И не надо разрабатывать довольно крупную третью ступень, можно обойтись КРБ гораздо меньшей размерности с меньшей тягой (4хРД-0146Д).

Слова без цифр не имеют смысла. В 50 тонн на TLI вы не верили, пока сами не посчитали -- вот и мне покажите пожалуйста полные данные по ступеням. Тогда мы их сравним и оценим.