Доступный для России супертяж

[Дмитрий В.]

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.

Стандартная модель трудоёмкости производства показывает, что рост серийности не даёт выигрыша. Чтобы выигрыш был надо серийность увеличивать на порядки. А для этого нет ни потребностей, ни ресурсов.

[Raul]

Осталось посмотреть вариант все таки с РД120 (будем предполагать что в случае отказа половинная тяга остаётся, отключаются только 2 камеры) и РД-180

Нет, так предполагать не будем. У РД120 один ТНА. Лучше поступим так - раз авторы нового СТК "умеют" втыкать РД между блоками, то поставим там дополнительный однокамерный РД-120, чтобы включить его в нештатной ситуации.

Увы... ПН в варианте 2 min не растет, даже падает по сравнению с вариантами 2a и 2б. Увеличенная третья ступень оказывается перетяжеленной. Не случайно в варианте 2 maх авторы увеличили размер второй ступени за счет ее раздельной транспортировки. Но это вариант мне тоже не нравится - тем, что РД-191 параблоков используются в качестве маршевых. А это значит, что нам теперь нечем компенсировать отказ РД-180, все резервы брошены на выведение увеличенных второй и третьей ступени.

Похоже, что 150 тонн - это и есть разумный максимум Мпг предлагаемого проекта, без применения водорода.

Т.е., если брать вариант 2а:
1) 12 РД-180 и 3 РД-191 в трех параблоках
2) 3 РД-180 и 1 РД-191 в центральном триблоке
3) 3 РД-0124MC в верхнем триблоке

Имеем 22 дорогущих ракетных двигателя, 15 из которых могут использоваться повторно, 4.3 килотонны Мст , приличную ВБР и... необходимость облегчить связку ПТК+ЛВПК под 150-тонный РБ.

[Андрюха]

Осталось посмотреть вариант все таки с РД120 (будем предполагать что в случае отказа половинная тяга остаётся, отключаются только 2 камеры) и РД-180

Нет, так предполагать не будем. У РД120 один ТНА. Лучше поступим так - раз авторы нового СТК "умеют" втыкать РД между блоками, то поставим там дополнительный однокамерный РД-120, чтобы включить его в нештатной ситуации.

Увы... ПН в варианте 2 min не растет, даже падает по сравнению с вариантами 2a и 2б. Увеличенная третья ступень оказывается перетяжеленной. Не случайно в варианте 2 maх авторы увеличили размер второй ступени за счет ее раздельной транспортировки. Но это вариант мне тоже не нравится - тем, что РД-191 параблоков используются в качестве маршевых. А это значит, что нам теперь нечем компенсировать отказ РД-180, все резервы брошены на выведение увеличенных второй и третьей ступени.

Похоже, что 150 тонн - это и есть разумный максимум Мпг предлагаемого проекта, без применения водорода.

Т.е., если брать вариант 2а:
1) 12 РД-180 и 3 РД-191 в трех параблоках
2) 3 РД-180 и 1 РД-191 в центральном триблоке
3) 3 РД-0124MC в верхнем триблоке

Имеем 22 дорогущих ракетных двигателя, 15 из которых могут использоваться повторно, 4.3 килотонны Мст , приличную ВБР и... необходимость облегчить связку ПТК+ЛВПК под 150-тонный РБ.

Так если РД-191 использовать не для повышения суммарной ГП (это как раз вариант 2 max в таблице), а для компенсации потерь ПН при спасении параблоков, их все равно нужно запускать на старте для увеличения стартовой тяговооруженности, т.е. использовать не только для торможения блока на входе в плотные слои атмосферы и "мягкой" посадки, но и в качестве маршевых. Что, как мы выяснили, не гуд

А если увеличить РЗТ только для нижней ступени триблока (центр) с РД-180 (РД-191),  т.е. 2 этих оптимизации, а верхнюю третью ступень оставим той же (с РД-0124). То же 160+ т не наберём для РТБ?
Да, так конечно унификация центра теряется, но задача доставки 49 т на ОИСЛ остаётся выполнимой.
Или при увеличенном триблоке верхняя базовая ступень будет уже недостаточной (не оптимальной)?

[Raul]

Так если РД-191 использовать не для повышения суммарной ГП (это как раз вариант 2 max в таблице), а для компенсации потерь ПН при спасении параблоков, их все равно нужно запускать на старте для увеличения стартовой тяговооруженности, т.е. использовать не только для торможения блока на входе в плотные слои атмосферы и "мягкой" посадки, но и в качестве маршевых. Что, как мы выяснили, не гуд

РД-191 используются не в качестве маршевых, а для аварийной замены маршевых, это большая разница. И они включаются только после отказа. Если на старте все ОК, то РД-191 не работают и выведение идет исключительно на РД-180. Конечно, если включить РД-191 на старте, то Мпг увеличится, и существенно. Но отказоустойчивость уменьшится.

Что касается торможения, то интересен вариант с гиперзвуковым маневром параблока, у которого есть аэродинамическое качество. Мы ведь в ладах с гиперзвуком? Потом разгон на обратный путь, который будет выполняться однократным включением РД-191. И планирующая посадка, как у ГК-175.

[Raul]

А если увеличить РЗТ только для нижней ступени триблока (центр) с РД-180 (РД-191),  т.е. 2 этих оптимизации, а верхнюю третью ступень оставим той же (с РД-0124). То же 160+ т не наберём для РТБ?
Да, так конечно унификация центра теряется, но задача доставки 49 т на ОИСЛ остаётся выполнимой.
Или при увеличенном триблоке верхняя базовая ступень будет уже недостаточной (не оптимальной)?

Предел по массе для центра СТК уже достигнут, об этом можно судить по цифре выведения варианта 2а при отказе РД-180 (152 тонны). Если будем увеличивать центр, то при отказе РД боковушки провалимся еще ниже. Чего-то можно достичь, увеличивая тяговоруженность  центра, например, поставив три РД-191 вместо одного (и тогда его можно сделать больше).

[Андрюха]

Так если РД-191 использовать не для повышения суммарной ГП (это как раз вариант 2 max в таблице), а для компенсации потерь ПН при спасении параблоков, их все равно нужно запускать на старте для увеличения стартовой тяговооруженности, т.е. использовать не только для торможения блока на входе в плотные слои атмосферы и "мягкой" посадки, но и в качестве маршевых. Что, как мы выяснили, не гуд

РД-191 используются не в качестве маршевых, а для аварийной замены маршевых, это большая разница. И они включаются только после отказа. Если на старте все ОК, то РД-191 не работают и выведение идет исключительно на РД-180. Конечно, если включить РД-191 на старте, то Мпг увеличится, и существенно. Но отказоустойчивость уменьшится.

Что касается торможения, то интересен вариант с гиперзвуковым маневром параблока, у которого есть аэродинамическое качество. Мы ведь в ладах с гиперзвуком? Потом разгон на обратный путь, который будет выполняться однократным включением РД-191. И планирующая посадка, как у ГК-175.

Я к тому, что у авторов он запускается со старта не только в одноразовом варианте СТК (для увеличения ГП), но и в многоразовом (для компенсации потерь этой самой ГП) 
Маневр разворота с возвратом к месту старта предлагаете?  Боюсь тогда потери ПН РД-191 не компенсирует (придется существенно больше топлива оставлять).

[Андрюха]

А если увеличить РЗТ только для нижней ступени триблока (центр) с РД-180 (РД-191),  т.е. 2 этих оптимизации, а верхнюю третью ступень оставим той же (с РД-0124). То же 160+ т не наберём для РТБ?
Да, так конечно унификация центра теряется, но задача доставки 49 т на ОИСЛ остаётся выполнимой.
Или при увеличенном триблоке верхняя базовая ступень будет уже недостаточной (не оптимальной)?

Предел по массе для центра СТК уже достигнут, об этом можно судить по цифре выведения варианта 1а при отказе РД-180 (152 тонны). Если будем увеличивать центр, то при отказе РД боковушки провалимся еще ниже. Чего-то можно достичь, увеличивая тяговоруженность  центра, например, поставив три РД-191 вместо одного (и тогда его можно сделать больше).

1а или 2а? Не пойму что за вариант 1а?
А почему так сильно проседает ПН у варианта 2а при отказе РД-180 второй ступени (в табличке у вас)  относительно варианта 1? Ведь в варианте 1 (базовый)  РД-171 на участке работы второй ступени работает уже на 50% тяги. Т.е. как один РД-180 примерно. Или после отделения параблоков он снова форсируется до номинала?

[Raul]

Я к тому, что у авторов он запускается со старта не только в одноразовом варианте СТК (для увеличения ГП), но и в многоразовом (для компенсации потерь этой самой ГП)

Да, так и есть у авторов. Но отказоустойчивоcть при этом не закладывается - просто считается максимальная ПН.

Маневр разворота с возвратом к месту старта предлагаете? Боюсь тогда потери ПН РД-191 не компенсирует (придется существенно больше топлива оставлять).

Аэродинамический маневр Не хочу терять 10%.

А как Вы представляете торможение параблока, не обладающего жесткостью конструкции, на гиперзвуковой скорости? Это ведь не сосиска, а две сосиски! Придаем жесткость с помощью внешнего корпуса - появляется аэродинамика и возможность повернуть вектор скорости. Вторая ступень Энергии со сходным Sy долетела с орбиты целой. А тут всего 2800 м/с в конце активного участка. Включение РД-191, чтобы не связываться с осадкой топлива - с помощью буферных накопителей КРТ с обратным клапаном.

[Raul]

А если увеличить РЗТ только для нижней ступени триблока (центр) с РД-180 (РД-191),  т.е. 2 этих оптимизации, а верхнюю третью ступень оставим той же (с РД-0124). То же 160+ т не наберём для РТБ?
Да, так конечно унификация центра теряется, но задача доставки 49 т на ОИСЛ остаётся выполнимой.
Или при увеличенном триблоке верхняя базовая ступень будет уже недостаточной (не оптимальной)?

Предел по массе для центра СТК уже достигнут, об этом можно судить по цифре выведения варианта 1а при отказе РД-180 (152 тонны). Если будем увеличивать центр, то при отказе РД боковушки провалимся еще ниже. Чего-то можно достичь, увеличивая тяговоруженность  центра, например, поставив три РД-191 вместо одного (и тогда его можно сделать больше).

1а или 2а? Не пойму что за вариант 1а?
А почему так сильно проседает ПН у варианта 2а при отказе РД-180 второй ступени (в табличке у вас)  относительно варианта 1? Ведь в варианте 1 (базовый)  РД-171 на участке работы второй ступени работает уже на 50% тяги. Т.е. как один РД-180 примерно. Или после отделения параблоков он снова форсируется до номинала?

Вариант 2а.  РД-180 ЦБ почти все время работают на 100% тяге - сначала для снижения грав. потерь и выработки топлива, а потом для снижения собственных потерь. Кроме короткого участка на 140-160 cекунде, когда тяга сбрасывается до 40% для снижения максимальной перегрузки.

При отказе одного РД-180 остается 2/3 тяги, ее не хватает. Участок второй ступени растягивается на 70%, максимальный угол атаки увеличивается с 16 до 25 град. Что-то дает режим 105% (Дмитрий советует 110%, но расчетка и так излишне оптимистична).

[Zhilinsky Valerij]

РД-191 используются не в качестве маршевых, а для аварийной замены маршевых, это большая разница. И они включаются только после отказа. Если на старте все ОК, то РД-191 не работают и выведение идет исключительно на РД-180. Конечно, если включить РД-191 на старте, то Мпг увеличится, и существенно. Но отказоустойчивость уменьшится.

Что касается торможения, то интересен вариант с гиперзвуковым маневром параблока, у которого есть аэродинамическое качество. Мы ведь в ладах с гиперзвуком? Потом разгон на обратный путь, который будет выполняться однократным включением РД-191. И планирующая посадка, как у ГК-175.

Я к тому, что у авторов он запускается со старта не только в одноразовом варианте СТК (для увеличения ГП), но и в многоразовом (для компенсации потерь этой самой ГП)
Маневр разворота с возвратом к месту старта предлагаете? Боюсь тогда потери ПН РД-191 не компенсирует (придется существенно больше топлива оставлять).

Гениально.
А Маск, который, для повышения экономической эффективности ракеты при многоразовом применении, бьётся за снижение сухой массы и конструктивное совершенство, и делает двигатели с рекордной тяговооружённостью - дурак по вашему?
   

[Андрюха]

РД-191 используются не в качестве маршевых, а для аварийной замены маршевых, это большая разница. И они включаются только после отказа. Если на старте все ОК, то РД-191 не работают и выведение идет исключительно на РД-180. Конечно, если включить РД-191 на старте, то Мпг увеличится, и существенно. Но отказоустойчивость уменьшится.

Что касается торможения, то интересен вариант с гиперзвуковым маневром параблока, у которого есть аэродинамическое качество. Мы ведь в ладах с гиперзвуком? Потом разгон на обратный путь, который будет выполняться однократным включением РД-191. И планирующая посадка, как у ГК-175.

Я к тому, что у авторов он запускается со старта не только в одноразовом варианте СТК (для увеличения ГП), но и в многоразовом (для компенсации потерь этой самой ГП)
Маневр разворота с возвратом к месту старта предлагаете? Боюсь тогда потери ПН РД-191 не компенсирует (придется существенно больше топлива оставлять).

Гениально.
А Маск, который, для повышения экономической эффективности ракеты при многоразовом применении, бьётся за снижение сухой массы и конструктивное совершенство, и делает двигатели с рекордной тяговооружённостью - дурак по вашему?
 

С Маском и его потугами в другую тему.

[Андрюха]

А если увеличить РЗТ только для нижней ступени триблока (центр) с РД-180 (РД-191),  т.е. 2 этих оптимизации, а верхнюю третью ступень оставим той же (с РД-0124). То же 160+ т не наберём для РТБ?
Да, так конечно унификация центра теряется, но задача доставки 49 т на ОИСЛ остаётся выполнимой.
Или при увеличенном триблоке верхняя базовая ступень будет уже недостаточной (не оптимальной)?

Предел по массе для центра СТК уже достигнут, об этом можно судить по цифре выведения варианта 1а при отказе РД-180 (152 тонны). Если будем увеличивать центр, то при отказе РД боковушки провалимся еще ниже. Чего-то можно достичь, увеличивая тяговоруженность  центра, например, поставив три РД-191 вместо одного (и тогда его можно сделать больше).

1а или 2а? Не пойму что за вариант 1а?
А почему так сильно проседает ПН у варианта 2а при отказе РД-180 второй ступени (в табличке у вас)  относительно варианта 1? Ведь в варианте 1 (базовый)  РД-171 на участке работы второй ступени работает уже на 50% тяги. Т.е. как один РД-180 примерно. Или после отделения параблоков он снова форсируется до номинала?

Вариант 2а.  РД-180 ЦБ почти все время работают на 100% тяге - сначала для снижения грав. потерь и выработки топлива, а потом для снижения собственных потерь. Кроме короткого участка на 140-160 cекунде, когда тяга сбрасывается до 40% для снижения максимальной перегрузки.

При отказе одного РД-180 остается 2/3 тяги, ее не хватает. Участок второй ступени растягивается на 70%, максимальный угол атаки увеличивается с 16 до 25 град. Что-то дает режим 105% (Дмитрий советует 110%, но расчетка и так излишне оптимистична).

Так при отказе одного РД-171 (вариант 1) также остаётся 2/3 тяги, половинной. Т.е. 2*370 тс.
При отказе РД-180 (вариант 2а) - 2*390 тс.
Почти одинаково, даже побольше.
Почему в этом случае у варианта 1 153 т ПН, а у варианта 2а только 132 т?

А, тьфу, как то не учёл что при отказе одного оставшиеся два РД-171 просто форсируются до нужного уровня тяги, верно?

[Raul]

А, тьфу, как то не учёл что при отказе одного оставшиеся два РД-171 просто форсируются до нужного уровня тяги, верно?

Именно так, у ЦБ на РД-171 обалденный запас по тяге. 

[Leonar]

Интересно а на спирте если РД-191 много сажи будет что бы не мыть для многоразовости? 

Ничего не будет. Ракета не долетит до космоса и рухнет в тайгу.

С тремя ступенями может и долететь. Если полетит прямо

Куда прямо? Относительно плосаой земли?

[Raul]

Интересно а на спирте если РД-191 много сажи будет что бы не мыть для многоразовости? 

Ничего не будет. Ракета не долетит до космоса и рухнет в тайгу.

С тремя ступенями может и долететь. Если полетит прямо

Куда прямо? Относительно плосаой земли?

Думаю, что ей все равно будет, плоская Земля или круглая. По плоской Земле даже легче будет ориентироваться.

[Zhilinsky Valerij]

Гениально.
А Маск, который, для повышения экономической эффективности ракеты при многоразовом применении, бьётся за снижение сухой массы и конструктивное совершенство, и делает двигатели с рекордной тяговооружённостью - дурак по вашему?

С Маском и его потугами в другую тему.

Потуги - это у вас, молодой человек. У Маска вполне себе летающие ракеты.
   

[Андрюха]

А если увеличить РЗТ только для нижней ступени триблока (центр) с РД-180 (РД-191),  т.е. 2 этих оптимизации, а верхнюю третью ступень оставим той же (с РД-0124). То же 160+ т не наберём для РТБ?
Да, так конечно унификация центра теряется, но задача доставки 49 т на ОИСЛ остаётся выполнимой.
Или при увеличенном триблоке верхняя базовая ступень будет уже недостаточной (не оптимальной)?

Предел по массе для центра СТК уже достигнут, об этом можно судить по цифре выведения варианта 2а при отказе РД-180 (152 тонны). Если будем увеличивать центр, то при отказе РД боковушки провалимся еще ниже. Чего-то можно достичь, увеличивая тяговоруженность  центра, например, поставив три РД-191 вместо одного (и тогда его можно сделать больше).

Вот тут опять недопонял: там же ( в таблице) вообще 132 тонны? 

Некоторые мои выводы, которые нуждаются в уточнении:
Выходит что при увеличении РЗТ верхней ступени (и тяги) нужно обязательно пропорционально увеличивать и РЗТ нижней ступени? И наоборот?
В реальности варианта 2 min я сомневался с самого начала, да и с ним ...но почему же уважаемые авторы статьи изображают на рисунках СТК этапа 2 именно вариант с РД-180 и увеличенной верхней ступенью (но без увеличения второй)? Такой вариант (назовем его 2c) вообще возможен?

Можно было бы подумать что не верно изображён вариант 2 max (ну лень было рисовать увеличенный центр),  НО, нет, рисунок верный.
Размышления на этот счёт: первое конечно что бросается в глаза - одинаковый размер боковых и центрального блока. Кроме того, в подписи к рисунку указано что верхняя ступень увеличенная, а про указание увеличения второй ни слова, указан РД120, говорится что со спасением параблоков (следовательно РД-191 в нем используется для компенсации потерь ПН, а не для увеличения ГП). Также, высота РН отличается всего на 3 метра, что характерно для увеличенной третьей ступени, но не центра (РЗТ центра гораздо больше нужно увеличивать, высота РН должна быть больше). Значит все таки изображён вариант 2с. Прям какие-то детективные размышления пошли...

 Так почему изображен именно этот вариант (2c) и возможен ли он вообще в плане баллистики (не полетит ли верхняя ступень куда не надо?) для меня остаётся загадкой...   

[Asteroid]

Вторая ступень Энергии со сходным Sy долетела с орбиты целой.

Хоть одно документальное подтверждение этого факта имеется? Пока это больше похоже на городскую легенду (байку).

[Дмитрий Инфан]

Стандартная модель трудоёмкости производства показывает, что рост серийности не даёт выигрыша. Чтобы выигрыш был надо серийность увеличивать на порядки. А для этого нет ни потребностей, ни ресурсов.

Один только блок шестиметрового диаметра съест всю экономию от РД-171 на своей транспортировке к космодрому (поскольку требует не существующего на данный момент спецсамолёта), тогда как блок четырёхметрового диаметра от "Союза-5" влезает в существующий "Руслан".

[Старый]

Стандартная модель трудоёмкости производства показывает, что рост серийности не даёт выигрыша. Чтобы выигрыш был надо серийность увеличивать на порядки. А для этого нет ни потребностей, ни ресурсов.

Актуальна не трудоёмкость а себестоимость.