Доступный для России супертяж

[Tomacco]

В ТЗ вообще нет ни слова про ПН на НОО, только к Луне 22 и 27 соответственно...
Файл 42мб, не вложить

В ТЗ ЭП это требование указано.

[Андрюха]

https://www.rts-tender.ru/poisk/id/l0995000000220000063-1/
Там есть файлы пдф, в том числе ТЗ

[Tomacco]

Дон в 2029 никогда не планировался, не знаю что вы там читаете

Всегда и только с 2029 был.

[Большой]

Вот вам 1 и 2 этапы. Впоследствии Енисей и Дон.
Вы не можете просматривать это вложение.

[Старый]

Ребята, вы с таким энтузиазмом обсуждаете несуществующие характеристики  несуществующих двигателей несуществующих РН построенныых на несуществующие деньги что мне за вас страшно. Причём вопрос даже не академический а совершенно никакой. Весна, чтоли, пришла?

[Большой]

И вообще, со мной не спорить

[Tomacco]

Вот вам 1 и 2 этапы. Впоследствии Енисей и Дон.
Вы не можете просматривать это вложение.

Это дикое старьё, в то время даже названий таких им ещё не дали.

[Андрюха]

Вот вам 1 и 2 этапы. Впоследствии Енисей и Дон.
Вы не можете просматривать это вложение.

Там сам рисунок ракеты ещё более раннего 6 блока, с более низкой ПН

[Большой]

Ты прочёл внимательно? Я ж сказал: впоследствии

[Андрюха]

Вот отсюда вставили туда

[Андрюха]

Но год точно после 2030

[Tomacco]

Но год точно после 2030

Давно устарело. После утверждения конструктивной схемы и присвоения названия Дон был всегда и только с 2029 г.

[Большой]

Вот упрямый! Сейчас актуально: Енисей после 2032 года, а Дона и в следующем веке не будет. Будут летающие тарелки

[Дмитрий В.]

Если он будет многоразовым

Судя по заявленным двигателям РД-182 для боковых и центрального блока, многоразовость сверхтяжа не планируется. И понятно почему. Ведь для него изо всех сил стараются нарастить как можно больше грузоподъемность, пытаясь урвать каждую лишнюю тонну прибавки, а многоразовость её напротив просадит. Кроме того, расчеты показывают что экономический смысл многоразовости для ракеты оправдан только если она летает десятки раз в год. Для Шаттла например минимальное требование для этого было не менее 26 запусков в год, для ракет типа Фалкон-9 это составляет не менее 40-50 запусков в год.

Для Фалкон-9, или для ракет типа Фалкон-9?

И если многоразовость на сверхтяже непременно бяка, то о чем думали Великие Диды, планируя возврат боковушек Энергии? 
(что ещё интересно, с самим Зенитом придуманный ими парашютный возврат никогда даже не планировали попробовать, хотя казалось бы, логичнее на кошках потренироваться, да и летал Зенит чаще. Нет, только сразу на Энергию, только хардкор).

И к этим людям ещё пытаются аппелировать, мол, советские инженеры всё скрупулёзно подсчитали когда Маск ещё не родился.

Проблема спасения и многоразового использования первой ступе­ни ракеты-носителя "Зенит" рассматривалась еще на первых этапах раз­работки.

В 1973 г. в техническом отчете, посвященном этой проблеме, был рассмотрен широкий круг вариантов спасения блоков первой ступени и наиболее приемлемым был признан следующий:

– разворот блока первой ступени после отделения второй ступени;

– повторное включение маршевого или специального двигателя для обеспечения полета по баллистической траектории в район старта;

– коррекция траектории для попадания на посадочную площадку;

– парашютно-реактивное торможение блока;

– посадка на разрушаемые посадочные устройства.

Анализ многоразового применения блока первой ступени показы­вал, что эффективность от его применения может быть получена толь­ко при 5-10-кратном использовании блока и в случае интенсивности 40-50 пусков в год в течение 10 лет.

Более подробно вопрос о спасении и многоразовом использова­нии первой ступени РН "Зенит" был рассмотрен в дополнении к эс­кизному проекту, выпущенному в 1979 г. К этому моменту НПО "Энер­гия" уже развернуло работы по многоразовому использованию бло­ков "А" ракеты-носителя "Энергия", поэтому естественным было стремление максимально приблизить условия спасения первой сту­пени РН "Зенит" к аналогичным для блоков "А". Чтобы использовать те же парашютно-реактивные средства спасения и районы посадки, не­обходимо было обеспечить ту же скорость в момент разделения сту­пеней (~1800 м/с) вместо V~2500 м/с, которая была у РН "Зенит". Но для этого нужно было увеличить стартовый вес второй ступени РН "Зенит" на 38 тс, при этом вес полезного груза, выводимого на стан­дартную орбиту, снижался до 7 тс, то есть не удовлетворялось требо­вание Заказчика о величине полезного груза – 10 тс.

В 1982 г. был выпущен эскизный проект, в котором прорабатывался вопрос о спасении и многоразовом использовании только двигателя первой ступени как наиболее дорогого элемента, а также учитывая возможность обеспечить производство двигателей в требуемом коли­честве для предполагаемого в то время количества пусков ракет-носи­телей "Зенит" и "Энергия" (до 50 в год). Для случая спасения двигателя энергетические возможности ракеты-носителя удовлетворяли ТТТ (Gпг = 10,5 тс на стандартную орбиту), однако экономический эффект наступал только после ~500 пусков, что оказалось бы неприемлемым.

[Андрюха]

Но год точно после 2030

Давно устарело. После утверждения конструктивной схемы и присвоения названия Дон был всегда и только с 2029 г.

Ссылку в студию

[Tomacco]

Вот упрямый! Сейчас актуально: Енисей после 2032 года, а Дона и в следующем веке не будет. Будут летающие тарелки

Во-первых, предложение по новому сверхтяжу только будет рассматриваться в ближайшие месяцы, и никакого решения по одобрению или неодобрению этого предложения пока не принято. Во-вторых, речь была разумеется не о метановом сверхтяже, о его названии ничего не сообщалось.

[Андрюха]

Менялась концепция в такой вот последовательности:

[Андрюха]

И на самом первом слайде, где как раз 2029 ещё просто СТК, ни енесей и ни дон
Потом разбили на 2 этапа, где первый этап - это только Енисей, а Дон "ушел" за 2030 г.

[Андрей Иванов]

В ТЗ вообще нет ни слова про ПН на НОО, только к Луне 22 и 27 соответственно...
Файл 42мб, не вложить

  ...самому посчитать сложно ?

пс
в ТЗ написано следующие:

2.5.3.1 Для осуществления запусков ПТК массой не менее 22 т и автоматических КА (ЛВПК и ЛГПК) массой не менее 27 т на полярную ОИСЛ (Нкр=200 км) в составе КРК СТК с обеспечением к началу ЛИ в 2028 году высокой надежности и безопасности пуска РКН, используются отработанные технические решения как на ступенях PH СТК, так и РТБ:
PH СТК, конфигурация которой должна разрабатываться с учетом проработанной на этапе ЭП КРК СТК и одобренной в заключениях ГНИО РКП компоновки из пакета из шести кислородно-керосиновых ракетных блоков с ЖРД РД-171МВ и центрального кислородно-керосинового ракетного блока с ЖРД РД-180МВ

2.5.3.2 При разработке ТП должны быть представлены предложения по увеличению энергетических возможностей РКН СТК при выведении ПГ на НОО и ОИСЛ при включении в ее состав дополнительной верхней ступени на базе кислородно-водородной ступени PH «Ангара-А5В» с 2 ЖРД РД0150

[Дмитрий В.]

Господа конструктора, инженеры и просто посмотреть ...
...
У многоразово-метанового Союз-СПГ очень низкая энерговоруженность по сравнению с обычным Союз-5
Союз-СПГ 460/364 = 1,26
Союз-5    740/530 = 1,40

Если РН СТК из блоков Союз-5 на РД-171МВ , даже при отказе 2(двух) рд-171мв , РН будет отведен от Стартового комплекса ... а при отказе одного ББ, так вообще сможет продолжить полет и выведет ПН...

Чего нельзя сказать о связке на базе Союз-СПГ ... и ни куда не улетит и СК взорвёт (угробит) ...

пс
... плюс в пользу рд-171МВ - это возможность ( при необходимости) за счет увеличения РЗТ поднять грузоподъемность РН СТК
... чего ( опять же ) нельзя сказать о связке на базе Союз-СПГ ... там по энерговооруженности и так всё на пределе ...

пс
... не торопимся ....

Поправка: рассматриваем метановый сверхтяж из блоков Амура СПГ, а не Амур-СПГ. По расчётам стартовая масса метанового сверхтяжа (назовём его условно Енисей-СПГ) примерно 2300 т при применении 14хРД-182 с пустотной тягой каждого 250 тс. Суммарная тяга на старте = 230х14=3220 тс, тяговооружённость  = 1,4. При отказе одного двигателя тяговооружённость составит 1,3. При отказе 2-х - 1,2, что обеспечит гарантированный увод от старта. И ещё. Если стартовая масса Енисея была заявлена 3170 т и Мпн=103 т, то Енисей-СПГ при такой же ПН на 870 т меньше! 

Стартовая масса Амур-СПГ равна 364т.
Тяга в вакууме рд-182 равна 250т ( у земли 230т)
...
С какими сложностями ты столкнулся, что не смог разделить 2х230т (460 суммарно) на 364т ? .... и получить 1,26 
...
и соответственно для Союза-5  740тс ( у земли ) на 530т и получить 1,4

Вах! Сою-6 - вылитый Союз-4! Неужели моя инженерная записка таки попала к Д.А. Баранову?

ЗЫ, Ан, нет. Вторая ступень у него цельнотянутая с Союз-5 с соответствующим ухудшением энергетики по сравнению с оптимальным вариантом (по Мпг).