Доступный для России супертяж

[Raul]

Если надо больше    Для  этого работает принцип установки "пятого колеса на телеге". То есть пятого РД-191 в дополнение к четырем РД-180 на каждом параблоке. Авторы предлагают применять дополнительный РД для возвращения параблока. А еще РД-191 можно включить для компенсации отказа РД-180 - он поднимает выводимую  ПН на 10 тонн, т.е. со 142 тонн до 152 тонн для этапа 1а и со 145 тонн до 155 тонн для этапа 1б (без возвращения параблоков, поскольку их запас топлива вырабатывается полностью).

[Дмитрий В.]

Если совместить идеи минимального количества блоков и двигателей, надёжности, использования имеющегося задела по керосиновым двигателям и минимального использования ЖВ (в разгонном блоке), то можно представить себе тандемный супертяж:
- блок 1-й ступени - связка из 3-х модулей диаметром 6 м, в каждом из которых - 2хРД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М).  Модули связаны между собой пневматически и гидралически, являясь сообщающимися сосудами
- блок 2-й ступени - диаметром 6 м с 4хРД-191МВ (высотные)
- разгонный блок - ЖК-ЖВ с двигателями РД-0146 (4 шт) или РД-0150 (1 шт) - аналог S-IVB.
Стартовая масса - 3300 т.
Схема выведения, как у Сатурн-5. К Луне отправляется головной блок массой около 62 т.

[Дмитрий Инфан]

Вот сводная таблица Мпг для СТК этапа 1, с разными вариантами оснащения ракетными двигателями. Сбойные режимы просчитываются с начала активного участка, кроме одного случая.

Третья ступень тоже трёхблок?

[Дмитрий Инфан]

Если совместить идеи минимального количества блоков и двигателей, надёжности, использования имеющегося задела по керосиновым двигателям и минимального использования ЖВ (в разгонном блоке), то можно представить себе тандемный супертяж:
- блок 1-й ступени - связка из 3-х модулей диаметром 6 м, в каждом из которых - 2хРД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М).  Модули связаны между собой пневматически и гидралически, являясь сообщающимися сосудами
- блок 2-й ступени - диаметром 6 м с 4хРД-191МВ (высотные)
- разгонный блок - ЖК-ЖВ с двигателями РД-0146 (4 шт) или РД-0150 (1 шт) - аналог S-IVB.
Стартовая масса - 3300 т.

Самое простое и быстрое - центральный блок на основе "Союза-6" с РД-180, шесть боковых блоков на основе "Союза-5" с РД-171, и один сверху с РД-191. И не надо ничего выдумывать.

[Raul]

РД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М)

Это точно? У РД-180 штатное форсирование составляет 105%, столько же у РД-191:
http://engine.aviaport.ru/issues/76/page46.html
На 10% РД-191 форсировали на испытаниях для моделирования РД-191М, вроде так?

[Raul]

Вот сводная таблица Мпг для СТК этапа 1, с разными вариантами оснащения ракетными двигателями. Сбойные режимы просчитываются с начала активного участка, кроме одного случая.

Третья ступень тоже трёхблок?

Да, по статье три гидравлически связанных блока от Союза-5

[Андрюха]

Если совместить идеи минимального количества блоков и двигателей, надёжности, использования имеющегося задела по керосиновым двигателям и минимального использования ЖВ (в разгонном блоке), то можно представить себе тандемный супертяж:
- блок 1-й ступени - связка из 3-х модулей диаметром 6 м, в каждом из которых - 2хРД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М).  Модули связаны между собой пневматически и гидралически, являясь сообщающимися сосудами
- блок 2-й ступени - диаметром 6 м с 4хРД-191МВ (высотные)
- разгонный блок - ЖК-ЖВ с двигателями РД-0146 (4 шт) или РД-0150 (1 шт) - аналог S-IVB.
Стартовая масса - 3300 т.

Самое простое и быстрое - центральный блок на основе "Союза-6" с РД-180, шесть боковых блоков на основе "Союза-5" с РД-171, и один сверху с РД-191. И не надо ничего выдумывать.

И что будет? 115 тонн ПН? Это опять только для двухпуска.
А глубокий смысл всей вышепоказанной концепции пакета в статье - возможность провести миссию к Луне с одной РН СТК, ещё и спасая параблоки.
И все это на керосине с проверенными РД.

[Андрюха]

Вот сводная таблица Мпг для СТК этапа 1, с разными вариантами оснащения ракетными двигателями. Сбойные режимы просчитываются с начала активного участка, кроме одного случая.

Третья ступень тоже трёхблок?

Да, по статье три гидравлически связанных блока от Союза-5

Видимо в статье в таблице у варианта 2 min по третье ступени все таки ошибка в исходных цифрах. И в тексте указано что увеличение РЗТ с одновременным увеличением тяги ДУ. Даже в подписи к таблице указывается в скобках, увеличение и РЗТ, и тяги ДУ. А в самой таблице тяга РД-124МС. 
Не может быть увеличение РЗТ без изменения РД. Точнее может, но верхняя ступень получается совершенно не оптимальна.  Поэтому у Вас и не получился этот вариант из таблицы.
И видимо авторы в расчетах при использовании РД120 предполагали что ступень отработает безотказно.
Осталось посмотреть вариант все таки с РД120 (будем предполагать что в случае отказа половинная тяга остаётся, отключаются только 2 камеры) и РД-180

[Дмитрий В.]

РД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М)

Это точно? У РД-180 штатное форсирование составляет 105%, столько же у РД-191:
http://engine.aviaport.ru/issues/76/page46.html
На 10% РД-191 форсировали на испытаниях для моделирования РД-191М, вроде так?

Не уверен, что увеличение тяги РД-191М на 10% можно назвать "форсированием", но такие же мероприятия можно провести и на РД-171. И использовать его можно как и РД-191М на Ангараре-А5П где тот работает на пониженном режиме тяги.

[Дмитрий В.]

Если совместить идеи минимального количества блоков и двигателей, надёжности, использования имеющегося задела по керосиновым двигателям и минимального использования ЖВ (в разгонном блоке), то можно представить себе тандемный супертяж:
- блок 1-й ступени - связка из 3-х модулей диаметром 6 м, в каждом из которых - 2хРД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М).  Модули связаны между собой пневматически и гидралически, являясь сообщающимися сосудами
- блок 2-й ступени - диаметром 6 м с 4хРД-191МВ (высотные)
- разгонный блок - ЖК-ЖВ с двигателями РД-0146 (4 шт) или РД-0150 (1 шт) - аналог S-IVB.
Стартовая масса - 3300 т.

Самое простое и быстрое - центральный блок на основе "Союза-6" с РД-180, шесть боковых блоков на основе "Союза-5" с РД-171, и один сверху с РД-191. И не надо ничего выдумывать.

Тогда получится плохо по надёжности.

[Ивгениуш]

Сейчас можно сколько угодно искать где что написано, и выяснять насколько написанное соответствует действительности, я например видел у Губанова фразу, что буран после отделения водородного блока имел скорость 6 км/с, но сейчас не могу найти где это было написано. В конце концов, как говорится бумага все стерпит. Лучше оперировать фактами и какими либо, пусть и умозрительными, но основанными на логике рассуждениями. А фактом является то, что энергию закрывала целая комииссия академиков, а н-1 один Глушко своим волевым решением. При этом в дальнейшем  попытка возродить ее даже в мини варианте (энергия-М), встретила у ракетчиков жесткое сопротивление. Наконец, идеи Королева и н-1, воплощает своим старшипом именно Илон Маск, а у нас мало кто вспоминает о ней, такое впечатление, что она остаётся засекреченной ракетой.

Цифры по блоку А верные, соответствуют проектной документации на изделия 11К25, 14А10, 14А25 и 11Ф36. По поводу 6 км/с - если и было у Губанова, то это явная опечатка. Буран выводился на незамкнутую промежуточную орбиту с высотой перигея - 10 км, высотой апогея 155 км, высота выведения 110 км, поэтому на такой орбите 6 км/с быть физически не могло.
Энергию не пытались возродить в виде Энергии-М, работа по Энергии-М велась параллельно с работами по Энергии. Попытка "возрождения" была предпринята в 1996 г., когда Семёнов начал толкать идею РН "Сожружество". Но быстро выяснилось, что многое восстановить уже сложно, и минимальные финансовые затраты на восстановление оценивались в 1 млрд $ (и то, только по РД-0122, если память не изменяет).

Какие цифры? По моему аы там просто кратко описали элементы конструкции, которые увеличивали сухой вес ускорителей, а ведь лишний вес это без малого 150 тонн. Не объяснив при этом что, как, и почему. Можно конечно предположить, что так задумывалось. Хотя все таки странно. По поводу незамкнутой орбиты, на которую выводился буран, надо полагать, что это не эллипс, если орбита незамкнутая. То есть какая-то криволинейная траектория но почему же 6 км/с не может быть?. Короче поподробнее можно? Я вот читал, что речь там шла об одновитковой траектории, на которую ракеты выводились при отказе двигателя 3  ступени, то есть это те же 6 км/с.

[Raul]

РД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М)

Это точно? У РД-180 штатное форсирование составляет 105%, столько же у РД-191:
http://engine.aviaport.ru/issues/76/page46.html
На 10% РД-191 форсировали на испытаниях для моделирования РД-191М, вроде так?

Не уверен, что увеличение тяги РД-191М на 10% можно назвать "форсированием", но такие же мероприятия можно провести и на РД-171. И использовать его можно как и РД-191М на Ангараре-А5П где тот работает на пониженном режиме тяги.

Не очень мне нравится идея с повышением тяги на 10%. Американцы использовали режим 108% тяги НК-33, и что? Штатное повышение тяги -  на данный момент 105%. Все, что выше 105% - уже форсирование по тяге, со всеми вытекающими. И прожиг РД проводится на номинале 100%, так ведь?

[Дмитрий Инфан]

И что будет? 115 тонн ПН? Это опять только для двухпуска.

На ближайшие полвека (а то и больше) вполне достаточно.

Тогда получится плохо по надёжности.

Если вы об отсутствии гарантированного увода со старта при отказе одного из двигателей по недостатку тяги, то, во-первых, на боковых блоках можно заменить один РД-171 на 4 РД-191 (при отказе одного блок теряет не 100, а лишь 25 %  тяги), а, во-вторых, можно сократить ПН до 90-100 тонн, соответственно уменьшив стартовую массу и подняв тяговооружённость.

[Raul]

Любопытное наблюдение - добавление ко второй ступени СТК этапа 2a
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2386238
посадочного РД-191 позволяет поднять ПН при отказе со 132 до 150 тонн.

Интерес в том, что этот РД ставится исключительно для включения при отказе РД-180, т.е. при штатном выведении он вообще не применяется (у авторов он играет роль посадочного РД для двухступенчатого тандема, но в трехступенчатом СТК вторая ступень не садится).

Т.е. картинка выглядит так - мы добавляем к СТК на РД-180 четыре РД-191, один в центр и три в параблоки, и они дают нам отказоуcтойчивое выведение 150 тонн. При это три РД-191, которые в параблоках, используются для посадки, а в центральный блок можно ставить "пенсионера", т.е. РД-191, выработавший свой ресурс. Он летит в РП пассажиром.

[Дмитрий В.]

Сейчас можно сколько угодно искать где что написано, и выяснять насколько написанное соответствует действительности, я например видел у Губанова фразу, что буран после отделения водородного блока имел скорость 6 км/с, но сейчас не могу найти где это было написано. В конце концов, как говорится бумага все стерпит. Лучше оперировать фактами и какими либо, пусть и умозрительными, но основанными на логике рассуждениями. А фактом является то, что энергию закрывала целая комииссия академиков, а н-1 один Глушко своим волевым решением. При этом в дальнейшем  попытка возродить ее даже в мини варианте (энергия-М), встретила у ракетчиков жесткое сопротивление. Наконец, идеи Королева и н-1, воплощает своим старшипом именно Илон Маск, а у нас мало кто вспоминает о ней, такое впечатление, что она остаётся засекреченной ракетой.

Цифры по блоку А верные, соответствуют проектной документации на изделия 11К25, 14А10, 14А25 и 11Ф36. По поводу 6 км/с - если и было у Губанова, то это явная опечатка. Буран выводился на незамкнутую промежуточную орбиту с высотой перигея - 10 км, высотой апогея 155 км, высота выведения 110 км, поэтому на такой орбите 6 км/с быть физически не могло.
Энергию не пытались возродить в виде Энергии-М, работа по Энергии-М велась параллельно с работами по Энергии. Попытка "возрождения" была предпринята в 1996 г., когда Семёнов начал толкать идею РН "Сожружество". Но быстро выяснилось, что многое восстановить уже сложно, и минимальные финансовые затраты на восстановление оценивались в 1 млрд $ (и то, только по РД-0122, если память не изменяет).

Какие цифры? По моему аы там просто кратко описали элементы конструкции, которые увеличивали сухой вес ускорителей, а ведь лишний вес это без малого 150 тонн. Не объяснив при этом что, как, и почему. Можно конечно предположить, что так задумывалось. Хотя все таки странно. По поводу незамкнутой орбиты, на которую выводился буран, надо полагать, что это не эллипс, если орбита незамкнутая. То есть какая-то криволинейная траектория но почему же 6 км/с не может быть?. Короче поподробнее можно? Я вот читал, что речь там шла об одновитковой траектории, на которую ракеты выводились при отказе двигателя 3  ступени, то есть это те же 6 км/с.

1) Что именно странно в массе блоков А? Почему по-Вашему многоразовые изделия должны весить меньше на каком основании? За вычетом массы средств спасения конечная масса блока А составляет пнримерно 51 т, в ключая примерно 6 т остатков компонентов и газов, т.е. сухая масса многоразовых блоков А составляет примерно 45 т. из них около 8 т приходитя на силовой конус. Т.е. масса модульной части блока А составляет примерно 37 т т.е. на 10 т больше, чем блок 1-й ступени Зенита. В эти 10 т свходит усиление конструкции на многоразовость и на внецентренное нагружение в составе пакета + масса дополнительных устройств, типа системы слива окислителя в аварийных случаях.
2) Незамкнутость орбиты не влияет на её форму - она остаётся Кеплеровой в любом случае, т.е. будет эллипсом параболой или гипероблой. На эллиптической орбите с указанными параметрами скорость не может быть 6 км/с. И, кстати на одновиткой орбите скорость тоже не может быть 6 км/с, иначе эта орбита будет тоже незамкнутой с очень маленьким ( "минусовым") перигеем.

[Дмитрий В.]

И что будет? 115 тонн ПН? Это опять только для двухпуска.

На ближайшие полвека (а то и больше) вполне достаточно.

Тогда получится плохо по надёжности.

Если вы об отсутствии гарантированного увода со старта при отказе одного из двигателей по недостатку тяги, то, во-первых, на боковых блоках можно заменить один РД-171 на 4 РД-191 (при отказе одного блок теряет не 100, а лишь 25 %  тяги), а, во-вторых, можно сократить ПН до 90-100 тонн, соответственно уменьшив стартовую массу и подняв тяговооружённость.

Тогда будет дороже, поскольку трудоёмкость изготовления 4-х РД-191 заметно выше, чем для одного РД-171.

[Дмитрий В.]

РД-171М (с возможностью форсирования, скажем на 10% - как у РД-191М)

Это точно? У РД-180 штатное форсирование составляет 105%, столько же у РД-191:
http://engine.aviaport.ru/issues/76/page46.html
На 10% РД-191 форсировали на испытаниях для моделирования РД-191М, вроде так?

Не уверен, что увеличение тяги РД-191М на 10% можно назвать "форсированием", но такие же мероприятия можно провести и на РД-171. И использовать его можно как и РД-191М на Ангараре-А5П где тот работает на пониженном режиме тяги.

Не очень мне нравится идея с повышением тяги на 10%. Американцы использовали режим 108% тяги НК-33, и что? Штатное повышение тяги -  на данный момент 105%. Все, что выше 105% - уже форсирование по тяге, со всеми вытекающими. И прожиг РД проводится на номинале 100%, так ведь?

Для РД-191М тяга в 110% от тяги РД-191 - номинальная. Применительно к РД-170/171 это означает, что номинальная тяга у Земли будет 814 тс. Но стартовать ракета будет при уровне тяги 740 тс применительно к одному двигатею. И только в случае отказа одного из них, тяга работающих увеличивается до номинала.

[Андрюха]

Любопытное наблюдение - добавление ко второй ступени СТК этапа 1a
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2386238
посадочного РД-191 позволяет поднять ПН при отказе со 132 до 150 тонн.

Интерес в том, что этот РД ставится исключительно для включения при отказе РД-180, т.е. при нормально выведении он вообще не применяется (у авторов он играет роль посадочного РД для двухступенчатого тандема, но в трехступенчатом СТК вторая ступень не садится).

Т.е. картинка выгладит так - мы добавляем к СТК на РД-180 четыре РД-191, один в центр и три в параблоки, и они дают нам отказоуcтойчивое выведение 150+ тонн. При это три РД-191, которые в параблоках, используются для посадки, а в центральный блок можно ставить "пенсионера", т.е. РД-191, выработавший свой ресурс. Он летит в РП пассажиром.

Это интересно
А что касается многоразовости (спасения параблоков), то тут нужны более глубокие проработки. В статье этот момент рассматривается только поверхностно, предварительно. Необходимо чтобы потери ГП были не более 10% для компенсации РД-191М, запускаемых на старте.  Где, в таком случае, и на каком расстоянии от космодрома будут посадочные площадки при запуске с Восточного? Не в море?

У РН ТК РД-191М тоже запускается при старте.  По моим прикидкам для РН ТК потери ПН составят около 23%. 10% компенсируется РД, остальные потери снижают ГП, но для варианта с увеличенной верхней ступенью и РД-180 на нижней ступени остаточные потери как раз приемлемы для вывода связки ПТК+ЛВПК. Базовый же вариант РН ТК в случае спасения нижней ступени 49 тонн ПН уже не выведет.

[Raul]

А что касается многоразовости (спасения параблоков), то тут нужны более глубокие проработки. В статье этот момент рассматривается только поверхностно, предварительно. Необходимо чтобы потери ГП были не более 10% для компенсации РД-191М, запускаемых на старте  Где, в таком случае, и на каком расстоянии от космодрома будут посадочные площадки при запуске с Восточного? Не в море?

Спасение параблоков трехступенчатой ракеты - это пмсм вообще "бесплатная" операция. Более того - при правильной ее организации Мпг СТК должна расти, а не падать!

А как ее организовать - это, конечно,  интересный вопрос... Вот, к примеру, как перевозить 70+ тонные габаритные параблоки из района посадки? Будем разбирать нерасстыкуемые соединения на месте, потом, на космодроме, снова их стыковать и герметизировать? Так Ми-26 даже отдельно взятый блок не поднимет, потребуется летающий кран Ми-32. Поэтому надо возвращать параблоки к стартовой площадке. А это значит, что им надо иметь крылья для планирования, ТРД для горизонтального полета и шасси для посадки на аэродом. Причем конструкция планера должна обеспечивать защиту параблока во время торможения в атмосфере, во избежание его саморазборки.

[Дмитрий Инфан]

Тогда будет дороже, поскольку трудоёмкость изготовления 4-х РД-191 заметно выше, чем для одного РД-171.

Зато будет выше серийность, поскольку РД-191 востребованы и для "Ангары". Соответственно, можно сэкономить на этом.