Доступный для России супертяж

[Дмитрий В.]

Все же надо помнить, что речь идет о "Доступном для России" сверхтяжелом носителе. Все варианты на базе РД-0120 таковыми, увы, не являются.

Водород даёт очень существенную прибавку к мю ПН. Причем чем выше над НОО - тем существеннее эта прибавка.
И в отличии от ядерного привода ЭРД, водород может использоваться и для вывода на НОО, и для пилотируемых пусков на Луну.
Так что делать мощные водородники волей-неволей придется.
Создание супертяжа не горит, прямо завтра он не нужен. Поэтому есть возможность все делать основательно.

Насколько известно, в ближайшее время все реальные работы по ЖВ будут в России ограничены РД-0146/0146Д и КВТК. Поскольку эти решения "закладывают" будущее лет на 30-50 вперед, ни о каких мощных ЖРД на водороде говорить не приходится. Поэтому и сверхтяжелый носитель придется делать из того, "что есть". Рассматривать РД-0120 или его производные имеет смысл лишь в том случае, если в ближайшие лет 5-7 будет принято решение о его применении в реальной технике.

[Shestoper]

Разумеется. Для сравнения: стоимость четырех комплектных блоков А составляла 72 млн. рублей, а одного блока Ц - примерно 80-100 млн. рублей

Понятно что водородный ЖРД при прочих равных дороже керосинового (напряженность РД-170 и РД-0120 сопоставимая, а вот тяги сильно разные). Ещё мог сыграть роль большой диаметр блока Ц, уникальный для советской космонавтики.
Но сколько стоила система управления, установленная в блоке Ц? Ведь там стояла система управления ракетой в целом.

[Reentrant]

Насколько известно, в ближайшее время все реальные работы по ЖВ будут в России ограничены РД-0146/0146Д и КВТК. Поскольку эти решения "закладывают" будущее лет на 30-50 вперед, ни о каких мощных ЖРД на водороде говорить не приходится. Поэтому и сверхтяжелый носитель придется делать из того, "что есть". Рассматривать РД-0120 или его производные имеет смысл лишь в том случае, если в ближайшие лет 5-7 будет принято решение о его применении в реальной технике.

Вот и прорисовывается роль РФ в международной лунной программе: снабжение лунной базы, доставка грузов до 3-5 тонн на Ангаре-5. Самостоятельной пилотируемой части не будет, российские космонавты будут иногда включаться в состав экипажей SLS.

[Lamort]

Вторую и третью ступень спасать точно так же, как Шаттл, если на НЗО. Если к Луне, то третья ступень летит к Луне и её не спасать.

Весь ЦБ покрыть теплоизолирующей плиткой, на манер шаттла, всего-то делов... Да еще крылышки приделать.

Да, примерно так, с третьей ступенью это сильно не повлияет на массу полезной нагрузки.
 Кстати, площадь шаттловского бака примерно равна площади самого Шаттла.

[Reentrant]

Да, примерно так, с третьей ступенью это сильно не повлияет на массу полезной нагрузки. Кстати, площадь шаттловского бака примерно равна площади самого Шаттла.

1) При выведении на НОО третьей ступени нет, так что каждая тонна к ступени это минус тонна ПН.
2) Площадь теплозащиты для ЦБ будет намного больше, особенно наиболее напряженной (и тяжелой) части. И вы забыли про крылышки, без которых ЦБ будет летать не как шаттл, а как бревно. И нагрузки иметь не шаттловские. Их массу, площадь и теплозащиту добавьте.

[Lamort]

Да, примерно так, с третьей ступенью это сильно не повлияет на массу полезной нагрузки. Кстати, площадь шаттловского бака примерно равна площади самого Шаттла.

1) При выведении на НОО третьей ступени нет, так что каждая тонна к ступени это минус тонна ПН.

Почему это "нет", а мы сделаем так, что будет третья ступень, поскольку нам нужна ПН побольше.

2) Площадь теплозащиты для ЦБ будет намного больше, особенно наиболее напряженной (и тяжелой) части. И вы забыли про крылышки, без которых ЦБ будет летать не как шаттл, а как бревно. И нагрузки иметь не шаттловские. Их массу, площадь и теплозащиту добавьте.

Теплозащита бака будет значительно проще, потому что он имеет большой диаметр, а "крылышки" были проработаны в многоразовом варианте "Энергии", да и в тех же Шаттле с Бураном.
 На многоразовом варианте "Энергии", правда, не стали ставить третью ступень, а просто пожертвовали полезной нагрузкой, но это неправильное решение.

[Lamort]

Reentrant, можете сами оценить, если при выведении на НЗО будут три ступени, то даже масса третьей ступени 25% от общей массы ступени с топливом не сильно уменьшит полезную нагрузку.

 С другой стороны, в лунном варианте просто используется одноразовая ступень, которая значительно легче и ПН ещё больше.

[Reentrant]

Reentrant, можете сами оценить, если при выведении на НЗО будут три ступени, то даже масса третьей ступени 25% от общей массы ступени с топливом не сильно уменьшит полезную нагрузку.

Процентов на 30-40.

МРКС могла бы окупиться на РН среднего и полу-тяжелого (mid-heavy) класса, при достаточно большой частоте запусков. Для супертяжа появляется еще такой неприятный фактор, как вылет за нижнюю границу необходимой ПН. Если минимальная масса для пилотируемого лунного корабля будет, скажем, 40 тонн на TLI, то понижать ее уже нельзя ни при каких выгодах, РН станет просто бесполезной.

[Reentrant]

Насколько известно, в ближайшее время все реальные работы по ЖВ будут в России ограничены РД-0146/0146Д и КВТК. Поскольку эти решения "закладывают" будущее лет на 30-50 вперед, ни о каких мощных ЖРД на водороде говорить не приходится.

Почему же? RL-10 никак не конкурент RS-25, они прекрасно существуют и развиваются параллельно. Что касается КВТК, я думаю, это того же плана сущность, что ЦиХовская А-7 и прочие города на Луне в программах Роскосмоса. Их сейчас рисуют ради "смелости замысла".  КВСК да, может быть. Но это не пилотируемый класс, на "центаврах" люди не летают.

Поэтому и сверхтяжелый носитель придется делать из того, "что есть". Рассматривать РД-0120 или его производные имеет смысл лишь в том случае, если в ближайшие лет 5-7 будет принято решение о его применении в реальной технике.

Вполне разумный срок. В ближайшие лет 5 определиться с тем, какой супертяж нам нужен, исходя из этого принять решение о двигателях, и годам к 2025-2030 такую систему построить. Причем в сильной степени это будет еще зависеть от развития американской космической программы. Какая там ниша для нас наметится. Например, если они построят супертяж для доставки пилотируемых экспедиций, нам тут ловить будет нечего. Зато может открыться ниша для обеспечения относительно дешевого грузопотока, SLS в этом наверняка будет проигрывать.

[Salo]

Почему же? RL-10 никак не конкурент RS-25, они прекрасно существуют и развиваются параллельно. Что касается КВТК, я думаю, это того же плана сущность, что ЦиХовская А-7 и прочие города на Луне в программах Роскосмоса. Их сейчас рисуют ради "смелости замысла".  КВСК да, может быть. Но это не пилотируемый класс, на "центаврах" люди не летают.

Зато планируют лететь на РБ Дельты-4.  :wink:

[Reentrant]

Зато планируют лететь на РБ Дельты-4.  :wink:

Уж чего-чего, а планов-то сейчас...

[Lamort]

Reentrant, можете сами оценить, если при выведении на НЗО будут три ступени, то даже масса третьей ступени 25% от общей массы ступени с топливом не сильно уменьшит полезную нагрузку.

Процентов на 30-40.

Процента на 3-4, не больше.

 У Шаттла тонн 30-35 весил бак, тонн 10-15 двигатели, которые стояли на Шаттле, для третьей ступени массой 200 тонн эти 40-50 тонн и будут 20-25% конструкции.

 Полезную нагрузку ещё несколько уменьшит большая вторая многоразовая ступень, но незначительно уменьшит.

МРКС могла бы окупиться на РН среднего и полу-тяжелого (mid-heavy) класса, при достаточно большой частоте запусков. Для супертяжа появляется еще такой неприятный фактор, как вылет за нижнюю границу необходимой ПН. Если минимальная масса для пилотируемого лунного корабля будет, скажем, 40 тонн на TLI, то понижать ее уже нельзя ни при каких выгодах, РН станет просто бесполезной.

При чём тут частота запусков, дело не в частоте запусков, а в их общем числе.
 Если вы делаете ракету на примерно то же число полётов, что и Saturn V, - на 10-20 полётов, то возня с многоразовой ракетой у вас не окупится.

 А если рассматривать число полётов примерно как у Шаттла, - более сотни, то прямой смысл делать многоразовую ракету и то, что она супертяжелого класса говорит только в пользу этого.

 Относительно необходимой массы полезной нагрузки, - так считать надо уметь и всё.

[Salo]

Reentrant, можете сами оценить, если при выведении на НЗО будут три ступени, то даже масса третьей ступени 25% от общей массы ступени с топливом не сильно уменьшит полезную нагрузку.

Процентов на 30-40.

Процента на 3-4, не больше.

 У Шаттла тонн 30-35 весил бак, тонн 10-15 двигатели, которые стояли на Шаттле, для третьей ступени массой 200 тонн эти 40-50 тонн и будут 20-25% конструкции.

 Полезную нагрузку ещё несколько уменьшит большая вторая многоразовая ступень, но незначительно уменьшит.

Можно подробнее про третью ступень у шаттла? И про бак массой 35 тонн.

[Salo]

При чём тут частота запусков, дело не в частоте запусков, а в их общем числе.
 Если вы делаете ракету на примерно то же число полётов, что и Saturn V, - на 10-20 полётов, то возня с многоразовой ракетой у вас не окупится.

 А если рассматривать число полётов примерно как у Шаттла, - более сотни, то прямой смысл делать многоразовую ракету и то, что она супертяжелого класса говорит только в пользу этого.

 Относительно необходимой массы полезной нагрузки, - так считать надо уметь и всё.

Так почему шаттл не окупился? Общее количество пусков не маленькое,  а вот с частотой проблема. Это количество должно было для окупаемости уложиться в три года.

[Reentrant]

Процента на 3-4, не больше.

Допустим, у нас есть трехступенчатая РН, керосин (isp=310)-водород-водород (isp=460), стартовая масса 2500. Допустим, цена многоразовости -- снижение m0/m1 с 10 до 5. Считаем:

0) m0/m1: 10, 10, 10; ПН=166
1) m0/m1: 5, 10, 10; ПН=142
2) m0/m1: 5, 5, 10; ПН=113
3) m0/m1: 5, 5, 5; ПН=90

При чём тут частота запусков, дело не в частоте запусков, а в их общем числе.

Эти цифры взаимосвязаны.

Если вы делаете ракету на примерно то же число полётов, что и Saturn V, - на 10-20 полётов, то возня с многоразовой ракетой у вас не окупится.

К слову сказать, 10-20 полетов очень неудобное количество. На 3-4 полета с интервалом в год-два вполне можно было бы обойтись сборкой на орбите. На регулярные полеты по нескольку раз в год и более стоило бы серьезно вложиться и создать систему, оптимизированную под интенсивную эксплуатацию. А 10-20 ни туда, ни сюда.

[Reentrant]

И про бак массой 35 тонн.

Weight:

Empty: 78,100 pounds
Propellant: 1,585,379 pounds
Gross: 1,667,677 pounds

Propellant Weight *
 Liquid oxygen: 1,359,142 pounds
 Liquid hydrogen: 226,237 pounds
 Gross: 1,585,379 pounds

Propellant Volume *
 Liquid oxygen tank: 143,060 gallons
 Liquid hydrogen tank: 383,066 gallons
 Gross: 526,126 gallons

* Liquid oxygen is 16 times heavier than liquid hydrogen.

http://www.nasa.gov/returntoflight/system/LOX_feedline_bellows.html

[Lamort]

Так почему шаттл не окупился? Общее количество пусков не маленькое,  а вот с частотой проблема. Это количество должно было для окупаемости уложиться в три года.

Шаттл окупился как Шаттл, а вопрос "зачем Шаттл" это другой вопрос.

[Lamort]

Процента на 3-4, не больше.

Допустим, у нас есть трехступенчатая РН, керосин (isp=310)-водород-водород (isp=460), стартовая масса 2500. Допустим, цена многоразовости -- снижение m0/m1 с 10 до 5. Считаем:

0) m0/m1: 10, 10, 10; ПН=166
1) m0/m1: 5, 10, 10; ПН=142
2) m0/m1: 5, 5, 10; ПН=113
3) m0/m1: 5, 5, 5; ПН=90

Вы не совсем то сравнили, - сравните две ступени одноразовые (10) и три ступени многоразовые (5) на НЗО.
 Вы же для НЗО не собираетесь ставить третью ступень вообще?

При чём тут частота запусков, дело не в частоте запусков, а в их общем числе.

Эти цифры взаимосвязаны.

Я бы не сказал, - общее число пусков определяет долю средств затраченных на разработку в стоимости полёта, а частота пусков определяет затраты на эксплуатацию комплекса при одинаковом, - будем условно так считать, составе структур которые готовят полёты.

Если вы делаете ракету на примерно то же число полётов, что и Saturn V, - на 10-20 полётов, то возня с многоразовой ракетой у вас не окупится.

К слову сказать, 10-20 полетов очень неудобное количество. На 3-4 полета с интервалом в год-два вполне можно было бы обойтись сборкой на орбите. На регулярные полеты по нескольку раз в год и более стоило бы серьезно вложиться и создать систему, оптимизированную под интенсивную эксплуатацию. А 10-20 ни туда, ни сюда.

Да, и после Saturn V таким вот образом появился Шаттл.

[Reentrant]

Вы не совсем то сравнили, - сравните две ступени одноразовые (10) и три ступени многоразовые (5) на НЗО.

Двухступенчатая одноразовая -- 122 тонны.

Вы же для НЗО не собираетесь ставить третью ступень вообще?

Надо будет -- поставим.

Я бы не сказал, - общее число пусков определяет долю средств затраченных на разработку в стоимости полёта, а частота пусков определяет затраты на эксплуатацию комплекса при одинаковом, - будем условно так считать, составе структур которые готовят полёты.

Чем на дольше растянута программа, тем на дольше заморожены деньги, вложенные вначале.  И тем больше вероятность, что программа накроется тазом до того, как наберется достаточное количество запусков.

[Lamort]

Вы не совсем то сравнили, - сравните две ступени одноразовые (10) и три ступени многоразовые (5) на НЗО.

Двухступенчатая одноразовая -- 122 тонны.

Что-то похоже на ошибку, потому что тогда вся одноразовая ступень должна весить около разницы, а у вас это 32 тонны, - явно маловато.
 Даже для Шаттла, если не ошибаюсь, получалось бак+двигатели более 45 тонн.

Вы же для НЗО не собираетесь ставить третью ступень вообще?

Надо будет -- поставим.

Это должно быть довольно неэффективно, по крайней мере при "шаттловских" весовых показателях.

Я бы не сказал, - общее число пусков определяет долю средств затраченных на разработку в стоимости полёта, а частота пусков определяет затраты на эксплуатацию комплекса при одинаковом, - будем условно так считать, составе структур которые готовят полёты.

Чем на дольше растянута программа, тем на дольше заморожены деньги, вложенные вначале.  И тем больше вероятность, что программа накроется тазом до того, как наберется достаточное количество запусков.

"А куда вы денетесь?"

 Не получится быстро, надо же ещё готовить и полезную нагрузку, и научную программу составлять.