Доступный для России супертяж

[Raul]

аварийный слив топлива с боковых ускорителей,

Ну как вы себе представляете аварийный слив топлива в полете? Что сначала будете сливать - кислород или керосин? Может быть, вмеcте их сливать, чтобы побыстрее закончить?

КРТ применяются для получения ХС. Нет топлива - нет ХС - нет выведения. Топливо выжигается в РД, тогда будет ХС.

пс

После сорока лет скитаний по пустыне и долгожданного прихода израильского народа на землю Ханаанскую Моисей умер на горе Нево, которая находится на стороне нынешней Иордании, не входя в Землю Обетованную.

Ой, 40 лет скитаний у нас аккурат в 2028 году заканчиваются...

[Sam Grey]

аварийный слив топлива с боковых ускорителей,

Ну как вы себе представляете аварийный слив топлива в полете? Что сначала будете сливать - кислород или керосин? Может быть, вмеcте их сливать, чтобы побыстрее закончить?

КРТ применяются для получения ХС. Нет топлива - нет ХС - не выведения. Топливо выжигается в РД, тогда будет ХС.

пс

После сорока лет скитаний по пустыне и долгожданного прихода израильского народа на землю Ханаанскую Моисей умер на горе Нево, которая находится на стороне нынешней Иордании, не входя в Землю Обетованную.

Ой, 40 лет скитаний у нас аккурат в 2028 году заканчиваются...

Про «аварийный слив топлива» это же явная шутка была. Но сам по себе вопрос остаётся открытым - на конфигурации РН типа Энергии в случае АВД одного из РД-170 получается:
1. Перекос по тяге, когда с одного бока ее на 740 тонн больше.
2. Перекос по весовой центровке, когда отключенная боковушка весом в несколько сотен тонн летит мертвым грузом.

Все это относится и к Три/Пяти-Зениту

[Alex-DX]

Ну как вы себе представляете аварийный слив топлива в полете? Что сначала будете сливать - кислород или керосин? Может быть, вмеcте их сливать, чтобы побыстрее закончить?

Аварийный слив окислителя

     Важнейшей проблемой при создании ракеты-носителя "Энергия" явилось непременное обеспечение безопасности орбитального корабля с экипажем на протяжении всего участка выведения. Особенно актуальной эта проблема становится на участке полета первой ступени ракеты при возникновении нештатной ситуации, связанной с отказом маршевого жидкостного ракетного двигателя РД-170 одного из боковых блоков первой ступени или аварийного выключения его с помощью специальных средств аварийной защиты двигателя.
     С такой ситуацией в процессе полета ракеты-носителя приходится считаться, так как надежность двигателей не является абсолютной и на первых ракетах-носителях она, как правило, еще не достигает заданных величин.
     Решение задачи обеспечения безопасности орбитального корабля осложняется тем, что полет на участке первой ступени характеризуется сравнительно малыми скоростями и высотами, отрезком траектории с большими скоростными напорами и большими управляющими моментами, которые должны создавать двигатели блоков первой ступени. Важен и тот факт, что штатная система отделения орбитального корабля рассчитана на отделение от автономного блока второй ступени после выключения его двигателей в условиях очень малых скоростных напоров и после обязательного отделения блоков первой ступени.
     Расчеты показывали, что при аварийном выключении двигателя одного из блоков первой ступени, приводящем к уменьшению расчетной тяги двигателей ракеты на 20%, выполнение задачи по выведению орбитального корабля на заданную орбиту становится невозможным, и возникает необходимость экстренного отделения орбитального корабля от ракеты с дальнейшей его посадкой через ограниченный промежуток времени на ближайшем аэродроме. Одновременно прекращается и полет ракеты-носителя.
     Однако достижение достаточной вероятности безударного отделения орбитального корабля на протяжении всего полета, особенно на начальном участке и в зоне максимальных скоростных напоров, проблематично и приводит к необходимости оснащения орбитального корабля специальными ракетными двигателями твердого топлива системы аварийного спасения (за счет соответствующего снижения массы полезного груза) и создания запасных аэродромов на территории России по всем трассам полета.
     В связи с этим представлялось целесообразным продолжение управляемого полета ракеты-носителя с орбитальным кораблем после аварийного выключения маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, отделение блоков после выработки топлива и обеспечение на участке работы второй ступени ракеты маневра возврата орбитального корабля на основной аэродром посадочного комплекса, расположенного поблизости от места старта ракеты-носителя.
     При таком решении экстренное отделение орбитального корабля в случае необходимости может использоваться при более сложных и менее вероятных нештатных ситуациях, чем аварийное выключение маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, и представляется возможность применить его на участке полета, где величина скоростного напора не столь велика. Причем достаточная вероятность безударного отделения орбитального корабля от ракеты-носителя обеспечивается без специальных ракетных двигателей твердого топлива аварийного спасения и не требует создания дополнительных аэродромов.
     В этом случае уменьшается количество вариантов выхода из аварийных ситуаций. Кроме того, при аварийном выключении двигателя блока первой ступени в конце участка первой ступени возможен вывод орбитального корабля на пониженные орбиты искусственных спутников Земли, например, одновитковую орбиту.
     Однако для эффективной реализации такого способа требуется избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока, которая, например, при аварийном выключении двигателя на нулевой секунде равна начальной массе одного из боковых блоков.
     Отделить один отказавший боковой блок сразу после аварийного выключения двигателя невозможно, так как по условиям компоновки "пакета" блоки отделяются только попарно, соединенные между собой межблочными силовыми связями, в виде параблока. Следовательно, отказавший блок должен продолжать полет в составе ракеты-носителя до израсходования топлива в работающих блоках первой ступени, чтобы oтделиться вместе с ними. С другой стороны, энергетика отделения параблока выбрана из расчета на отделение боковых блоков с выработанным топливом, и нерационально увеличивать ее в несколько раз для обеспечения задачи отделения в рассматриваемой нештатной ситуации. Таким образом, избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока или существенно ее уменьшить в процессе продолжающегося полета ракеты-носителя крайне необходимо по двум причинам: для уменьшения баллистических потерь ракеты-носителя и для создания условий отделения параблока, в составе которого оказался блок с выключенным двигателем. Для блока первой ступени, использующего жидкие компоненты топлива, единственным приемлемым способом, позволяющим решать эту задачу, является организация слива топлива в окружающее пространство в процессе полета ракеты.
     Рассматривался вариант более рационального использования топлива, например, перелив топлива из отказавшего блока в соседний, работающий, с одновременной перестройкой уровней тяги двигателей с целью завершения выработки топлива у всех блоков примерно в одно и то же время. Однако такое решение имеет серьезные недостатки:
     - увеличивается масса конструкции за счет введения дополнительных трубопроводов и арматуры для перелива топлива и объединения систем наддува двух боковых блоков, работоспособность этих элементов должна обеспечиваться в условиях свободного относительного перемещения соседних блоков в осевом направлении;
     - за счет введения регулировки тяги двигателя в широком диапазоне снижаются его номинальные характеристики.
     По этим причинам сводится на нет баллистический выигрыш при использовании топлива из отказавшего блока, но вводится громоздкая система, отработать которую непросто.
     Слив топлива в окружающее пространство из отказавшего блока первой ступени был принят к реализации. Расчеты показали, что поставленные задачи могут быть решены при сливе только одного окислителя, которого на борту блока примерно в три раза больше, чем горючего. Кроме того, слив сразу двух компонентов усложнил бы конструкцию и мог бы вызвать трудно предсказуемые последствия при смешении сливаемых компонентов и их взаимодействии с истекающими струями работающих двигателей соседних блоков.
     При разработке конструктивно-схемного решения для обеспечения слива окислителя необходимо было решить следующие проблемы:
     - экспериментальное исследование процессов истечения криогенной жидкости в разреженное пространство с целью выработки рекомендаций для конструктивного оформления устройства слива;
     - выбор места (точки на блоке), откуда должен производиться слив;
     - определение диаметра сливного отверстия, соответственно клапана и трубопроводов для обеспечения требуемого расхода кислорода при сливе;
     - определение типа сливного клапана и принципа его действия;
     - обеспечение работы системы наддува бака окислителя при интенсификации процесса слива;
     - придание струе сливаемого кислорода такого направления, при котором попадание кислорода на элементы ракеты-носителя и орбитального корабля было бы исключено или сведено к минимуму;
     - исследование стойкости используемых конструкционных материалов в условиях возможного воздействия сливаемого кислорода;
     - исследование обтекания изделий набегающим потоком при наличии струи сливаемого кислорода;
     - определение минимальной высоты полета ракеты-носителя, при которой допустимо начало слива жидкого кислорода с точки зрения безопасности сооружений стартового комплекса;
     - комплексное экспериментальное подтверждение работоспособности устройства слива и эффективности его использования для ракеты-носителя.
     При выборе места слива кислорода на блоке первой ступени рассматривался прежде всего район хвостового отсека, так как в этом случае обеспечивалось минимальное воздействие сливного продукта на элементы конструкции ракеты и полезного груза. Но из-за большой плотности компоновки элементов внутри хвостового отсека разместить там сливной клапан большого диаметра на расходном трубопроводе и вывести патрубок через оболочку хвостового отсека не представлялось возможным. Как невозможен слив кислорода и по "естественному" тракту - через камеры сгорания после открытия клапанов двигателя - из-за большого гидравлического сопротивления и интенсивного испарения на нагретых поверхностях величина расхода кислорода будет явно недостаточной. По этой причине для размещения клапана аварийного слива окислителя была выбрана нижняя часть обечайки бака окислителя на расстоянии 15,5 м от среза двигателя бокового блока.
     Для обеспечения слива основной массы кислорода из бака через клапан аварийного слива окислителя к моменту выключения работающих двигателей боковых блоков необходимо, чтобы секундный расход был примерно равен расходу кислорода через работающий двигатель. Исходя из этого условия, проходной диаметр аварийного сливного тракта был выбран равным 600 мм, а слив кислорода производится не просто самотеком под действием осевой перегрузки, но и подачей в бак газа штатной системы наддува. При этом на наддув бака окислителя переключается и газобаллонная батарея, используемая при штатном полете для наддува бака горючего.
     Проблема создания бортового клапана с таким большим проходным диаметром впервые решена в отечественном ракетостроении. В качестве клапана аварийного слива окислителя разработан пневмоклапан тарельчатого типа с заданными характеристиками по герметичности в закрытом положении и по скорости открытия и закрытия. Закрытие клапана после завершения слива кислорода должно производиться с целью сохранения внутрибакового давления по прочностным условиям на момент отделения параблока.


http://www.buran.ru/htm/10-3.htm
http://www.buran.ru/htm/rocrt2.htm

[Asteroid]

И на таком запускать людей? 
Сомнительно мне что-то. Буран верхом на вязанке (семи или пяти блоке) смотрелся бы надёжнее.

[Asteroid]

Почитал статью про Энергию-2(Ураган) полной многоразовой космической системы,там указана цифра в среднем в 670 советских рублей 1987года за 1 кг доставки на ноо, с учётом 6-20 пусков системы в год. А также учитывая тот факт, что эта система была первого этапа.
С учётом инфляции на сегодняшний день это получается примерно 1340 долларов за 1 кг на ноо.
На Протоне-М(цена за 2017) 2187долларов за кг,
На Фальконе-9(цена за 2017) 2864 доллара за кг.
Неплохая такая разница получается, а прошло уже 30 лет.

Вот тоже странная компоновка. К такой второй ступени явно просится первая в таком же исполнении, но на 3 или 4 РД-170, поставленная параллельно второй "низ-к-низу". В силу большей плотности топлива на первой ступени у них и соотношение масс могло быть достаточно оптимальным. И обе с близкой аэродинамикой и самолётной посадкой.

Хотя для пилотируемых полётов всё равно ненадёжно.

[Raul]

Ну как вы себе представляете аварийный слив топлива в полете? Что сначала будете сливать - кислород или керосин? Может быть, вмеcте их сливать, чтобы побыстрее закончить?

Аварийный слив окислителя

Это схема аварийного спасения шаттла, а не резервирования супертяжа. Но вообще сложненьк придумано.

Но сам по себе вопрос остаётся открытым - на конфигурации РН типа Энергии в случае АВД одного из РД-170 получается:
1. Перекос по тяге, когда с одного бока ее на 740 тонн больше.
2. Перекос по весовой центровке, когда отключенная боковушка весом в несколько сотен тонн летит мертвым грузом.

Все это относится и к Три/Пяти-Зениту

К три/пяти Зениту это НЕ относится:

1. Перекос по тяге исправляется симметричным отключением РД (известно со времен H-1)
2. Перекос по весовой центровке отсутствует при симметричным расположении блоков.
3. Проблема мертвого груза решается:
   - наличием 2 или большего числа РД на каждом боковом блоке для выжигания топлива
   - возможностью попарного отделения боковых блоков после выработки топлива (не одновременного, как на энергии, в последовательного)

Естественно, требуется избыточность по тяге в режиме форсирования, для компенсации отключения двух РД
В зависимости от числа РД на боковых блоков:
при 4 РД в боковых блоках триблока - избыточность тяги 100%, (4/2) т.е. двойная тяга
при 8 РД в боковых блоках триблока или пятиблока - избыточность тяги 33% (8/6)
и т.д. - чем больше РД, тем меньше требуемая избыточность
как-то так

[Sam Grey]

Ну как вы себе представляете аварийный слив топлива в полете? Что сначала будете сливать - кислород или керосин? Может быть, вмеcте их сливать, чтобы побыстрее закончить?

Аварийный слив окислителя

Это схема аварийного спасения шаттла, а не резервирования супертяжа. Но вообще сложненьк придумано.

Но сам по себе вопрос остаётся открытым - на конфигурации РН типа Энергии в случае АВД одного из РД-170 получается:
1. Перекос по тяге, когда с одного бока ее на 740 тонн больше.
2. Перекос по весовой центровке, когда отключенная боковушка весом в несколько сотен тонн летит мертвым грузом.

Все это относится и к Три/Пяти-Зениту

К три/пяти Зениту это НЕ относится:

1. Перекос по тяге исправляется симметричным отключением РД (известно со времен H-1)
2. Перекос по весовой центровке отсутствует при симметричным расположении блоков.
3. Проблема мертвого груза решается:
  - наличием 2 или большего числа РД на каждом боковом блоке для выжигания топлива
  - возможностью попарного отделения боковых блоков после выработки топлива (не одновременного, как на энергии, в последовательного)

Естественно, требуется избыточность по тяге в режиме форсирования, для компенсации отключения двух РД
В зависимости от числа РД на боковых блоков:
при 4 РД в боковых блоках триблока - избыточность тяги 100%, (4/2) т.е. двойная тяга
при 8 РД в боковых блоках триблока или пятиблока - избыточность тяги 33% (8/6)
и т.д. - чем больше РД, тем меньше требуемая избыточность
как-то так

Так на Союзе-5/Три/ПятиЗените стоят РД-171МВ. Или уже нет? Как отключение двух таких двигателей, для возврата симметрии, исправит ситуацию? 

И что это за расчёты такие, «при 4 РД в боковых блоках будет так, при 8 РД - вот так»? С этим ещё никто не определился что ли?

[Alex-DX]

Это схема аварийного спасения шаттла, а не резервирования супертяжа.

Это комплекс мер по дублированию отказов супертяжа.

Но вообще сложненьк придумано.

Так Глушко всех загнал в угол со своей концепцией - чем меньше двигателей тем надежней.

Кроме слива топлива вариантов нет.

[Alex-DX]

1. Перекос по тяге исправляется симметричным отключением РД (известно со времен H-1)

это относится к двигателям у которых нет карданного подвеса.

[Raul]

ак на Союзе-5/Три/ПятиЗените стоят РД-171МВ. Или уже нет? Как отключение двух таких двигателей, для возврата симметрии, исправит ситуацию?

Нет еще ни того, ни другого, ни третьего (а два последних даже и не предлагаются). Поэтому вопрос о резервировании обсуждается без привязки к РД-171МВ.

И что это за расчёты такие, «при 4 РД в боковых блоках будет так, при 8 РД - вот так»? С этим ещё никто не определился что ли?

См выше. Как "кто-то" может определиться по вопросу о числе РД в ракетах, которых нет в ТЗ?

[Raul]

1. Перекос по тяге исправляется симметричным отключением РД (известно со времен H-1)

это относится к двигателям у которых нет карданного подвеса.

Почему? Если у РД есть карданный подвес, то его нельзя отключить?

[Alex-DX]

Почему? Если у РД есть карданный подвес, то его нельзя отключить?

Зачем?

[Raul]

Это схема аварийного спасения шаттла, а не резервирования супертяжа.

Это комплекс мер по дублированию отказов супертяжа.

Еще раз. Энергия + Буран, для которой придумана схема со сливом окислителя для спасения челнока - это не супертяж, это шаттл.

Для супертяжа (Энергия + Полюс) слив окислителя не имеет смысла, поскольку не долетевший до орбиты Полюс в любом случае теряется.

[Raul]

Но вообще сложненьк придумано.

Так Глушко всех загнал в угол со своей концепцией - чем меньше двигателей тем надежней.

И которого мы никак не может догадаться, как выбраться 

[Raul]

Почему? Если у РД есть карданный подвес, то его нельзя отключить?

Зачем?

Для равномерного расходования топлива в ББ

[Alex-DX]

Для супертяжа (Энергия + Полюс) слив не имеет смысля, поскольку не долетевший до орбиты Полюс в любом случае теряется.

Еще раз, не надо выводить груз с максимальным весом, для всех других случаев слив рулит.

[Sam Grey]

Для супертяжа (Энергия + Полюс) слив не имеет смысля, поскольку не долетевший до орбиты Полюс в любом случае теряется.

Еще раз, не надо выводить груз с максимальным весом, для всех других случаев слив рулит.

Ну ок, бог с ней, с Энергией, ее уже нет. 

А что делать на условном Енисее, с 5-6 такими боковушками, с РД-171МВ на каждой? И если не надо выводить груз с максимальным весом, ради возможности отключить пару боковушек, то сколько можно им выводить?
30 тонн? 25? 

(@Raul - я бы закладывался на то, что РД-171 будет в основе вязанки СТК или Тризенита, иначе зачем с ним вообще столько мучались и денег в него вбухивали?)

[Raul]

Для супертяжа (Энергия + Полюс) слив не имеет смысля, поскольку не долетевший до орбиты Полюс в любом случае теряется.

Еще раз, не надо выводить груз с максимальным весом, для всех других случаев слив рулит.

Ну ок, бог с ней, с Энергией, ее уже нет.

А что делать на условном Енисее, с 5-6 такими боковушками, с РД-171МВ на каждой? И если не надо выводить груз с максимальным весом, ради возможности отключить пару боковушек, то сколько можно им выводить?
30 тонн? 25?

(@Raul - я бы закладывался на то, что РД-171 будет в основе вязанки СТК или Тризенита, иначе зачем с ним вообще столько мучались и денег в него вбухивали?)

Не знаю, что делать на "условном Енисее с 5-6 боковушками", там попарное отделение нельзя сделать. 
И с РД-171 ничего не резервируется, есть только не делать толстый моноблок.

А что касается пятиблока, то если в проект закладывается два РД на один ББ и тяговоруженность (Мст/земная тяга) не 125%, как на Ангаре а 150% в форсированном режиме, то при отказе одного РД выводится 100% ПН.

Примерно так же резервируется Фалкон - там из 9 РД первой ступени 2 работают на резерв тяги при отказе (и для это в РД Block 5 сделан форсированный режим). Т.е. проблемы снижения ПН при резервировании РД нет, есть только увеличение стоимости ДУ.

[Верный Союзник с Окинавы]

Для супертяжа (Энергия + Полюс) слив не имеет смысля, поскольку не долетевший до орбиты Полюс в любом случае теряется.

Еще раз, не надо выводить груз с максимальным весом, для всех других случаев слив рулит.

Ну ок, бог с ней, с Энергией, ее уже нет.

А что делать на условном Енисее, с 5-6 такими боковушками, с РД-171МВ на каждой? И если не надо выводить груз с максимальным весом, ради возможности отключить пару боковушек, то сколько можно им выводить?
30 тонн? 25?

(@Raul - я бы закладывался на то, что РД-171 будет в основе вязанки СТК или Тризенита, иначе зачем с ним вообще столько мучались и денег в него вбухивали?)

Хех, у нас ВСЕ собранные ЖРД, за редким исключением, после разработки идут в музеи, а рабочей лошадкой космонавтики остаются РД-0104 и гептиловые РД-270.

[Старый]

Представляю такой диалог после невнятных объяснений вариантов Дмитрием Олеговичем.
Путин: "ну вы проработайте по каждому варианту отдельно поподробнее, взвесив все за и против, и поймёте что у вас выходит в итоге"
Рогозин: "мы внимательно просматриваем каждый вариант на предмет целесообразности, но нужно ещё немного времени"
Путин: "Сколько?"
Рогозин: "2-3 года думаю достаточно для анализа обстановки"
Путин: "Работайте".

Неправильно. Правильно так:
Рогозин: -Мы решили лететь на Луну на не имеющей аналогов в мире хромой козе! 
Путин: -Вы специалисты, вам виднее. Согласен! 
 Вспомни как Путин одобрил строительство НКЦ и съёмку фильма на орбите.