Доступный для России супертяж

[AlexNB]

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".

Вопрос не только в логистике. Расчет стоимости производственного оборудования и оснастки даже для легкой ракеты показывает, что эта стоимость реально на порядок и более превышает себестоимость ступени. Для тяжелых ступеней и того больше.

[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.

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.

1) Я не очень понимаю, зачем при первом пуске нагружать ракету массой, которая является по сути балластом. И потом, почему бы сперва не потренироваться  на рн зенит? Насколько мне известно, там первую ступень не возвращали, а какая была бы экономия!
  2) Кроме того, насколько я понимаю, из того, что прочитал, такая линейная скорость  (порядка 8 км/с) и не предусматривалась общей концепцией. Буран был заточен именно на орбитальную бомбардировку, на какую-либо опорную орбиту выводить его было не нужно. С этой позиции он мог запускать спутники, которые могли довыводиться собственными маршевыми РД. Для доставки же космонавтов на МКС предполагалось использовать дополнительные топливные баки в самом буране. Действительно, какой смысл тащить этот утюг на ноо? Таскать туда-сюда лишних 50 тонн (планер) выглядит крайне нерациональным. И осмысленным выглядит только с точки зрения возможности спикировать на супостата в нужной точке и в нужном месте.
  3) Опять же из того, что я прочитал, одновитковая орбита, это орбита, скорость кк на которой существенно меньше скорости на  ноо. Это следует напрямую из того , что она используется при отказе двигателя 3 ступени. Разве не может быть такого, что криволинейная траектория, на которую выводился буран являлась эллипсом, а скорости, чтобы удержаться на этой орбите просто не было?
  4) Вы мне так и не ответили, почему, по Вашему сухой вес первой ступени  н-1 был около 10% ? В Вики 1880 тонн и 130 тонн сухого веса. Врёт?

[Raul]

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).

Эту байку я услышал на ФНК. Но хотелось бы проверить. Много чего хочется проверить и увидеть лично - и Землю в виде шарика, и астронавтов на Луне.

[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).

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

Таблица была нарисована без учета "костыликов" в виде дополнительных РД-191 на тех блоках, где стоят маршевые РД-180. А потом к ней делались приписки - "если добавить РД-191 там, если добавить тут". Итоговый общий вывод такой - там, где в вариантах этапа 2 стоит ~130-140 тонн, можно (и нужно) поднять Мпг до 150+ тонн.

[Alex-DX]

В обычных условиях представляет собой горючую бесцветную жидкость с характерным запахом и жгучим вкусом. Легче воды (плотность 0,7893 г/см³). Хорошо растворяет многие органические вещества.

Химическая формула питьевого спирта

Химическая формула питьевого спирта C₂H₅OH. Она показывает, что в составе молекулы этого вещества находится два атома углерода (Ar = 12 а.е.м.), шесть атомов водорода (Ar = 1 а.е.м.) и один атом кислорода (Ar = 16 а.е.м.). По химической формуле можно вычислить молекулярную массу питьевого спирта:

Mr(C₂H₅OH) = 2×Ar(C) + 6×Ar(H) + Ar(O);

Mr(C₂H₅OH) = 2×12 + 6×1 + 16 = 24 + 6 + 16 = 46.

Так меньше будет образовываться сажи если РД-191 будет работать на спирту? 

[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? 

Таблица была нарисована без учета "костыликов" в виде дополнительных РД-191 на тех блоках, где стоят маршевые РД-180. А потом к ней делались приписки - "если добавить РД-191 там, если добавить тут". Итоговый общий вывод такой - там, где в вариантах этапа 2 стоит ~130-140 тонн, можно (и нужно) поднять Мпг до 150+ тонн.

Понял, спасибо. И если не сложно, как будет время, просчитайте пожалуйста вариант 2с Это тот что на рисунке в статье.
И кстати, опираясь на статью по РТБ если брать его вариант на синтине при двухимпульсной схеме, 155 тонного должно хватить. Ну или "Орла" всё же уменьшить до первоначальных 20 тонн
Может пригодиться, если нет

[Raul]

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?

Да. Поскольку РЗТ определяет распределение ХС по ступеням - которое у СТК 1 этапа
близко к оптимальному. А тяга подстраивается под массу каждой ступени.

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...

Наверное, таблица была уточнена уже после того, как был нарисован рисунок этапа 2. Т.е. сначала рисуется проект, потому он прочитывается и итогам расчетов корректируется. Но рисунок остается прежним. В варианте 2 max длинная вторая ступень - общая СТК длина должна быть выше 81 метра.

Вы мне немало помогли в этом разобраться, поскольку я первоначально смотрел в эту таблицу, потом в текст  и... не понимал. 

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...   

Полетит увеличенная верхняя ступень - но, как я уже говорил, при условии безотказной работе всех РД. Их надо больше, чтобы вариант этапа 2 max имел практический смысл в плане отказоустойчивого увеличения Мпг 

[Дмитрий В.]

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".

А здесь надо считать, что выгоднее, меньшая трудоёмкость изготовления 6 блоков (включая разгонный и, при необходимости, тормозной)диаметром 6 м (плюс авиатранспортировка на спецсамолёте) или 16 блоков (включая разгонно-тормозной) диаметром 4,1 м и ж/д-транспортировка (или авиатранспортировка на Ан-124).

[Дмитрий В.]

1) Я не очень понимаю, зачем при первом пуске нагружать ракету массой, которая является по сути балластом. И потом, почему бы сперва не потренироваться  на рн зенит? Насколько мне известно, там первую ступень не возвращали, а какая была бы экономия!
  2) Кроме того, насколько я понимаю, из того, что прочитал, такая линейная скорость  (порядка 8 км/с) и не предусматривалась общей концепцией. Буран был заточен именно на орбитальную бомбардировку, на какую-либо опорную орбиту выводить его было не нужно. С этой позиции он мог запускать спутники, которые могли довыводиться собственными маршевыми РД. Для доставки же космонавтов на МКС предполагалось использовать дополнительные топливные баки в самом буране. Действительно, какой смысл тащить этот утюг на ноо? Таскать туда-сюда лишних 50 тонн (планер) выглядит крайне нерациональным. И осмысленным выглядит только с точки зрения возможности спикировать на супостата в нужной точке и в нужном месте.
  3) Опять же из того, что я прочитал, одновитковая орбита, это орбита, скорость кк на которой существенно меньше скорости на  ноо. Это следует напрямую из того , что она используется при отказе двигателя 3 ступени. Разве не может быть такого, что криволинейная траектория, на которую выводился буран являлась эллипсом, а скорости, чтобы удержаться на этой орбите просто не было?
  4) Вы мне так и не ответили, почему, по Вашему сухой вес первой ступени  н-1 был около 10% ? В Вики 1880 тонн и 130 тонн сухого веса. Врёт?

1) А кто сказал, что в первом пуске блоки А имели проектную массу? Я вот не помню, какая у них масса была. Но логично при испытаниях дл\я проверки динамики и ЛТХ использовать массу близкую к проектной. Блок А отрабатывать на Зените смысла не было: и нагрузки другие, и траектория падения, да ещё иновые районы падения ОЧР пришлось бы изобретать. Зачем?
2) Без выведения на замкнутую орбиту Буран был бесполезен.
3) Одновитковая орбита - замкнутая, скорость на ней (если она круговая) равна круговой на данной высоте.
4) Это не по-моему а согласно документации. Что там пишет Вики - никакого отношения к реальности не имеет.

[MIRNbIY]

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.

Почему не по 4 рд-180?

[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.

Почему не по 4 рд-180?

Дорого.

[MIRNbIY]

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.

Почему не по 4 рд-180?

Дорого.

Не уверен, что дороже чем 171МВ. Производство налажено. Ориентироваться по стоимости его продажи америкосам точно не стоит. А по эффективности РН сними получается лучше.

[Raul]

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.

Почему не по 4 рд-180?

Дорого.

Мне думается, что лететь к Луне на БХГ - в принципе дорого. И замена РД-180 на РД-171 вряд ли что-либо принципиально изменит в плане стоимости. Экономится один ТНА. При это страховые взносы (если компания все правильно посчитает) c РД-171 будут вдвое выше.

[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.

Почему не по 4 рд-180?

Дорого.

Мне думается, что лететь к Луне на БХГ - в принципе дорого. И замена РД-180 на РД-171 вряд ли что-либо принципиально изменит в плане стоимости. Экономится один ТНА. При это страховые взносы (если компания все правильно посчитает) c РД-171 будут вдвое выше.

Надёжность с 6 закольцованными РД-171 обеспечивается отнюдь не хуже, чем с 12 РД-180, а я так думаю, что и лучше (вдвое меньше двигателей). И при этом дешевле.

[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.

Почему не по 4 рд-180?

Дорого.

Не уверен, что дороже чем 171МВ. Производство налажено. Ориентироваться по стоимости его продажи америкосам точно не стоит. А по эффективности РН сними получается лучше.

Дороже. Вдвое больше технологических операций, включая технологические прожиги.

[MIRNbIY]

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.

Почему не по 4 рд-180?

Дорого.

Не уверен, что дороже чем 171МВ. Производство налажено. Ориентироваться по стоимости его продажи америкосам точно не стоит. А по эффективности РН сними получается лучше.

Дороже. Вдвое больше технологических операций, включая технологические прожиги.

2 171мв влезут в диаметр 6м?))

[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.

Почему не по 4 рд-180?

Дорого.

Не уверен, что дороже чем 171МВ. Производство налажено. Ориентироваться по стоимости его продажи америкосам точно не стоит. А по эффективности РН сними получается лучше.

Дороже. Вдвое больше технологических операций, включая технологические прожиги.

2 171мв влезут в диаметр 6м?))

А что бы им не влезть?

[Верный Союзник с Окинавы]

Так меньше будет образовываться сажи если РД-191 будет работать на спирту? 

Меньше. Дело не только в химическом строении, но и в том, что там водные р-ры спирта применяют. И температуры там гораздо ниже.

Но со спиртом всё-таки неприятно работать, ядовитый он.

[Верный Союзник с Окинавы]

Э, 6 двигателей РД-170 - это практически больше любого годового производства этих движков! 

Вам тогда проект Союз-5 прикрывать придётся.

[Дмитрий В.]

Э, 6 двигателей РД-170 - это практически больше любого годового производства этих движков!

Вам тогда проект Союз-5 прикрывать придётся.

Супертяж вряд ли будет летать чаще раза в год, а прозвести 12 РД-180 отнюдь не проще.