Доступный для России супертяж

[Дмитрий В.]

Вообще, какой смысл считать и сравнивать с чем-то массу ПН на НОО для РН, которая рассчитана именно для луны? Логично сравнивать именно по возможностям ПН на ОЛО.

Скорее, по возможностям на отлётной траектории

[MIRNbIY]

Вообще, какой смысл считать и сравнивать с чем-то массу ПН на НОО для РН, которая рассчитана именно для луны? Логично сравнивать именно по возможностям ПН на ОЛО.

Скорее, по возможностям на отлётной траектории

Т е остаточная масса комплекса после того, когда уже отработан разгонный импульс к луне?

[Дмитрий В.]

Вообще, какой смысл считать и сравнивать с чем-то массу ПН на НОО для РН, которая рассчитана именно для луны? Логично сравнивать именно по возможностям ПН на ОЛО.

Скорее, по возможностям на отлётной траектории

Т е остаточная масса комплекса после того, когда уже отработан разгонный импульс к луне?

За вычетом отделяемой массы последней ступени РН (или разгонного блока). Ля Сатурн-5-Аполлон - это от 45 до 50 т.

[MIRNbIY]

Нынешний SLS я так понимаю 27т?

[Дмитрий В.]

Нынешний SLS я так понимаю 27т?

Да.

[Большой]

Тут вот что интересно. Придётся ли заново проходить все этапы проектирования (эскизный, технический проекты), если будет принято решение о возобновлении работ по СТК? Насколько будут использованы наработки, полученные в результате проектирования керосинового СТК "Енисей"? Или этот проект пойдёт в топку?  

[Quetzalcoatl]

Или этот проект пойдёт в топку? 

Дык, ведь РАН рекомендовала направить этот проект СТК в топку. ИМХО, значит - в топку. 

[MIRNbIY]

Нынешний SLS я так понимаю 27т?

Да.

Не считали, какая схема оптимальнее получается?
1) последняя водородная ступень довыводит комплекс на НОО, потом уже повторным включением выводит на лунную траекторию;
2) РН на НОО выводит комплекс с водородным РБ (без довывода им), дальше уже этот РБ отправляет комплекс на лунную траекторию.

[Дмитрий В.]

В чистоте с полной выработкой РЗТ из S-IVB получается примерно 118 т. Без S-IVB - почти столько же

Тогда получается, что для двухступенчатого варианта Сатурн V λ = 0.0406. Что тоже не плохо. 

"Почти столько же" это не столько же .
Насколько помню 100-110 т двухступом.
А это очень далеко от кочующих в инфопространстве  легендарных 140 тонн.

Посмотрел свои расчёты в спредшите позапрошлогодние:
- "классический" 3-хступенчатый Сатурн-5 на НОО 185х185 кмх32 град: 117 820 кг

- 2-хступенчатый на ту же орбиту 116 840 кг.
То есть, разница в пределах точности расчёта.

[Дмитрий В.]

Нашел тут интересную статью по оптимизации структуры РН. К ЗАДАЧЕ ОПТИМИЗАЦИИ СТРУКТУРЫ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 
Автор топит за двухступы, считая трехступы и более атавизмом:

Зубодробительную математику не проверял,
но полно фактических ошибок:
- например утверждается что Сатурн-5 в 2 ступени выводил 140 т на НОО.
И вообще создалось впечатление далёкости этого "математика" от реалий и нюансов в космических средствах выведения.
Хотя некоторые интересные рассуждения есть.

Бранец - специалист (и крутой) по динамике и управлению космических аппаратов. Не знаю, зачем он начал изобретать новую методику оптимизации основных проектных параметров РН. Методически эта задача давно решена для различных уровней проектирования (начиная от прикидок "на пальцах" на основе Формулы Циолковского и заканчивая численными методами, использующими интегрирование уравнений движения). Зачем-то "изобрёл" "обратный полёт" - лишняя сущность. Вывод о том, что ХС ступени пропорциональна её УИ верный лишь частично, на самом деле - ещё и пропорционально весовому совршенству. Кстати, вполне адекватную формулу для распределения массы топлива (и ХС) вывел ещё Фертрегт (если не ошибаюсь) в 1940-х гг.

[Андрюха]

Нынешний SLS я так понимаю 27т?

Да.

Не считали, какая схема оптимальнее получается?
1) последняя водородная ступень довыводит комплекс на НОО, потом уже повторным включением выводит на лунную траекторию;
2) РН на НОО выводит комплекс с водородным РБ (без довывода им), дальше уже этот РБ отправляет комплекс на лунную траекторию.

Без довывода может просто не дотянуть на НОО.
Оптимальнее сразу отправлять на отлетную траекторию к Луне без выхода на круговую НОО, т.е. через незамкнутую промежуточную орбиту. Но это только в случае однопуска, если на НОО ничего не нужно собирать, стыковать, заправлять.

[Дмитрий В.]

Нынешний SLS я так понимаю 27т?

Да.

Не считали, какая схема оптимальнее получается?
1) последняя водородная ступень довыводит комплекс на НОО, потом уже повторным включением выводит на лунную траекторию;
2) РН на НОО выводит комплекс с водородным РБ (без довывода им), дальше уже этот РБ отправляет комплекс на лунную траекторию.

Без довывода может просто не дотянуть на НОО.
Оптимальнее сразу отправлять на отлетную траекторию к Луне без выхода на круговую НОО, т.е. через незамкнутую промежуточную орбиту. Но это только в случае однопуска, если на НОО ничего не нужно собирать, стыковать, заправлять.

Выведение на опорную орбиту расширяет окно старта за счёт фазирования. Что касается варианта выведения - с довыведением или нет - то здесь в каждом случае надо определяться конкретно. Схема с довыведением теоретически выгоднее по энергетике для всех реалистичных высот орбиты. Но в некоторых случаях выгоднее выйти на НОО без довыведения космическим ракетным блоком. Например, есть ракета (допустим, Ангара-А5М с г/п 27 т на НОО), и она должна запустить с помощью КВТК (собственная начальная масса примерно 20 т) межпланетный зонд массой 3 т. Здесь довыведение напрочь ненужно. Логичнее вывести КГЧ, скажем, на орбиту с высоким апогеем, а затем стартовать из перигея, где скорость заметно выше круговой.

[Юрий Михайлович Темников]

Логичнее вывести КГЧ, скажем, на орбиту с высоким апогеем, а затем стартовать из апогея, где скорость заметно выше круговой

Описка.Стартовать из перигея.Поправьте.

[Дмитрий В.]

Логичнее вывести КГЧ, скажем, на орбиту с высоким апогеем, а затем стартовать из апогея, где скорость заметно выше круговой

Описка.Стартовать из перигея.Поправьте.

Конечно.

[MIRNbIY]

Логичнее вывести КГЧ, скажем, на орбиту с высоким апогеем, а затем стартовать из апогея, где скорость заметно выше круговой

Описка.Стартовать из перигея.Поправьте.

А, ну тогда ок. А то что-то я задумался🙂

[Ивгениуш]

Нашел тут интересную статью по оптимизации структуры РН. К ЗАДАЧЕ ОПТИМИЗАЦИИ СТРУКТУРЫ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 
Автор топит за двухступы, считая трехступы и более атавизмом:

Зубодробительную математику не проверял,
но полно фактических ошибок:
- например утверждается что Сатурн-5 в 2 ступени выводил 140 т на НОО.
И вообще создалось впечатление далёкости этого "математика" от реалий и нюансов в космических средствах выведения.
Хотя некоторые интересные рассуждения есть.

Бранец - специалист (и крутой) по динамике и управлению космических аппаратов. Не знаю, зачем он начал изобретать новую методику оптимизации основных проектных параметров РН. Методически эта задача давно решена для различных уровней проектирования (начиная от прикидок "на пальцах" на основе Формулы Циолковского и заканчивая численными методами, использующими интегрирование уравнений движения). Зачем-то "изобрёл" "обратный полёт" - лишняя сущность. Вывод о том, что ХС ступени пропорциональна её УИ верный лишь частично, на самом деле - ещё и пропорционально весовому совршенству. Кстати, вполне адекватную формулу для распределения массы топлива (и ХС) вывел ещё Фертрегт (если не ошибаюсь) в 1940-х гг.

Вся эта теория, возможно, имеет лишь опосредованное отношение к реальным ракетам,т.к. не учитывает реальных параметров работы ракетных двигателей. Например у маршевых двигателей из первой, второй ступени на 1 тяговую тонну, как правило приходится не более 1 тонны КРТ, например для н-1 на 1 тяговую тонну нк-15 приходилось всего около 0.3 кг, а вот у ангары уже поболе: 0.7. Возможно глубокое дросселирование улучшит эти показатели и приблизит теорию к практике. Поэтому 3 ступени остаются оптимальным вариантом.

[Владимир Шпирько]

Оптимум при выборе массы/тяги ступеней - найти просто.  При одинаковых УИ - должны быть и одинаковые ХС.  При не больших отличиях УИ - земной/высотный - ХС относятся как корень их отношений УИ.  У меньшего времени работы первой ступени есть еще одно преимущество, но только для тандема  - на второй ступени ступени стоит уже высотное сопло => больше УИ.

Все равно не вижу существенных преимуществ, можно, конечно, предположить ещё, что т.к. по-видимому некоторая часть топлива остается в баках первой ступени после отключения двигателей, и их можно перекачать во вторую ступень. Но игра не стоит свечь. Наконец как у Вас появится вакуумное сопло? Это что выдвижной сопловый насадок? А его что, можно выдвигать при работающем двигателе?То есть двигатели все таки отключают? И потом разница в уи около 5%. Вроде не так уж и много.

У меня написано - тандем!  поэтому на второй ступени высотное сопло. Для пакета  на второй ступени - (ЦБ) - атмосферное сопло.

[Дмитрий В.]

Вся эта теория, возможно, имеет лишь опосредованное отношение к реальным ракетам,т.к. не учитывает реальных параметров работы ракетных двигателей. Например у маршевых двигателей из первой, второй ступени на 1 тяговую тонну, как правило приходится не более 1 тонны КРТ, например для н-1 на 1 тяговую тонну нк-15 приходилось всего около 0.3 кг, а вот у ангары уже поболе: 0.7. Возможно глубокое дросселирование улучшит эти показатели и приблизит теорию к практике. Поэтому 3 ступени остаются оптимальным вариантом.

3 ступени на НОО - это реально анахронизм. Здесь спору нет.

[Шестопер239]

3 ступени на НОО - это реально анахронизм. Здесь спору нет.

Спор есть. 
Выше в статье Бранца перечисляются плюсы ТТУ. 
И это реальные весомые плюсы. 
Но из-за низкого УИ и массового совершенства ТТУ Шаттлу, например, на второй ступени обязательно нужен был водород. 
А полностью твердотопливный носитель должен иметь не меньше 3 ступеней. 
Что касается многоразовых носителей - для них вытеснилка хорошая альтернатива ТТУ, так как намного проще повторно заправляется. 
Так что это для ЖРД с насосной подачей оптимальны две ступени, но возможны и другие варианты носителя.

[azvoz]

3 ступени на НОО - это реально анахронизм. Здесь спору нет.

При условии что это моноблочный тандем умеренного размера на высокоимпульсных ЖРД.
При ГП более 20 тонн нижняя ступень требуемого массового совершенства
будет несуразно дорогой и будет оптимальнее делать 3х ступ с нижней ступенью более низкого массового совершенства.

Альтернатива - чудовищные непотребные вязанки сосисок, а у особых извратных освоятелей
к тому же ТТУ и волшебный водород.