Доступный для России супертяж

[MIRNbIY]

Без водорода получится монстр франкенштейн.

Н-1?

Имхо, либо делать сверхтяж водородный, чтобы по схеме Аполлона летать однопуском.

Почему "либо"?

Либо двухпуском - орел на ангаре А5П летит на росс (на адекватном наклонении), ждет там запуска стк (в данном случае более скромный), который выводит ЛВПК с РТБ, далее стыковка на орбите земли и полет на луну.

Что это было? 

По первому варианту, если однопуском 49 тонн на орбите луны, это делать СТК с водородным центром, по аналогии с проектом Енисей-5. Все сложности этого проекта понятны.
Второй вариант - ПТК отдельно на ангаре А5П + СТК выводит ЛВПК с РТБ, мне кажется самым оптимальным. Не надо сертифицировать СТК под пилотажку (экономия времени и значительных средств). Использование имеющихся и ближайшей перспективы технологий. Пуски с двух разных стартовых столов на одном космодроме (значительное сокращение времени между пусками). СТК для этого предлагался ранее - на базе сосисок С-5 с водородной верхней ступенью от ангары. Он вроде на 140 тон получался.

[Андрюха]

Страны, которые готовят РН для луны, планируют использовать водород. Что сша, что китай. (Про маска умолчу). Без водорода получится монстр франкенштейн. Только используя водород в той или иной степени, можно сделать что-то адекватное для луны, без миллиона заправок, или 100500 пусков.
Имхо, либо делать сверхтяж водородный, чтобы по схеме Аполлона летать однопуском.
Либо двухпуском - орел на ангаре А5П летит на росс (на адекватном наклонении), ждет там запуска стк (в данном случае более скромный), который выводит ЛВПК с РТБ, далее стыковка на орбите земли и полет на луну. Без всяких лунных орбитальных станций, сразу посадка на лунную базу.

Верно.
Только второй вариант - это полуторапуск, и зная массовые габариты ПТК "Орел" и ЛВПК для него нужен 125-тонник (если ЛВПК 20 тонн) или 140 тонник (если ЛВПК - 27 тонн).
Для первого варианта (однопуск) понадобится 160 тонник в случае массы ЛВПК в 27 тонн.

Для отправки к луне 49 тонн, коррекции и торможении у луны для выхода на орбиту, какой массы на орбите земли  должен быть водородный ртб (или связка рб+тб)? Если не ошибаюсь, порядка 100 тонн? Поправьте.
При пуске стк с лвпк (27 тонн) и ртб (довыводит сам) получается на орбите 130 тонн. Вполне адекватный стк.

Я говорил о грузоподьемности РН, а не о массе РТБ. Прикидочно.

Масса РТБ будет зависеть от многих факторов: выводится он на ОИСЗ целиком носителем или с собственным довыведением. Торможение прямое (одноимпульсное) или с предварительным выходом на ВЭО ИСЛ (двухимпульсное)
Связка РБ+ТБ - РБ довыводится или нет, ТБ осуществляет только торможение на ОИСЛ или также доразгон при отлетном импульсе.

[Андрюха]

Без водорода получится монстр франкенштейн.

Н-1?

Имхо, либо делать сверхтяж водородный, чтобы по схеме Аполлона летать однопуском.

Почему "либо"?

Либо двухпуском - орел на ангаре А5П летит на росс (на адекватном наклонении), ждет там запуска стк (в данном случае более скромный), который выводит ЛВПК с РТБ, далее стыковка на орбите земли и полет на луну.

Что это было? 

По первому варианту, если однопуском 49 тонн на орбите луны, это делать СТК с водородным центром, по аналогии с проектом Енисей-5. Все сложности этого проекта понятны.
Второй вариант - ПТК отдельно на ангаре А5П + СТК выводит ЛВПК с РТБ, мне кажется самым оптимальным. Не надо сертифицировать СТК под пилотажку (экономия времени и значительных средств). Использование имеющихся и ближайшей перспективы технологий. Пуски с двух разных стартовых столов на одном космодроме (значительное сокращение времени между пусками). СТК для этого предлагался ранее - на базе сосисок С-5 с водородной верхней ступенью от ангары. Он вроде на 140 тон получался.

В старом проекте "Енисея" от Хруничева грузоподьемностью 125 тонн РБ был массой 90 тонн и при отдельном выводе связки его с ЛВПК "Енисеем" и ПТК "Ангарой" со стыковкой на ОИСЗ на ОИСЛ оказывалось 40 тонн ПН ( т.е. ЛВПК был рассчитан как 20 тонный).

[Верный Союзник с Окинавы]

А на счет воды в спирте - это всего 4%. И она не только снижает температуру, но снижает и молекулярный вес продуктов горения следовательно ПОВЫШАЕТ УИ.
Примечание: V-2 и соответственно Р-1, а так же РедСтоун летали на 75% спирте. Ну это просто - в 40гг. надо было разбавлять, что бы движки не прогорали.

Да, повышает УИ. Другое дело, что я не уверен, что максимум будет на 96% спирте.

[MIRNbIY]

Страны, которые готовят РН для луны, планируют использовать водород. Что сша, что китай. (Про маска умолчу). Без водорода получится монстр франкенштейн. Только используя водород в той или иной степени, можно сделать что-то адекватное для луны, без миллиона заправок, или 100500 пусков.
Имхо, либо делать сверхтяж водородный, чтобы по схеме Аполлона летать однопуском.
Либо двухпуском - орел на ангаре А5П летит на росс (на адекватном наклонении), ждет там запуска стк (в данном случае более скромный), который выводит ЛВПК с РТБ, далее стыковка на орбите земли и полет на луну. Без всяких лунных орбитальных станций, сразу посадка на лунную базу.

Верно.
Только второй вариант - это полуторапуск, и зная массовые габариты ПТК "Орел" и ЛВПК для него нужен 125-тонник (если ЛВПК 20 тонн) или 140 тонник (если ЛВПК - 27 тонн).
Для первого варианта (однопуск) понадобится 160 тонник в случае массы ЛВПК в 27 тонн.

Для отправки к луне 49 тонн, коррекции и торможении у луны для выхода на орбиту, какой массы на орбите земли  должен быть водородный ртб (или связка рб+тб)? Если не ошибаюсь, порядка 100 тонн? Поправьте.
При пуске стк с лвпк (27 тонн) и ртб (довыводит сам) получается на орбите 130 тонн. Вполне адекватный стк.

Я говорил о грузоподьемности РН, а не о массе РТБ. Прикидочно.

Масса РТБ будет зависеть от многих факторов: выводится он на ОИСЗ целиком носителем или с собственным довыведением. Торможение прямое (одноимпульсное) или с предварительным выходом на ВЭО ИСЛ (двухимпульсное)
Связка РБ+ТБ - РБ довыводится или нет, ТБ осуществляет только торможение на ОИСЛ или также доразгон при отлетном импульсе.

Надо выбирать самый оптимальный вариант. На сколько помню из обсуждений - это с довыводом самим РБ. РБ и ТБ отдельные, т.е. не РТБ. Отлет с ОИСЛ силами ПТК.

[MIRNbIY]

В старом проекте "Енисея" от Хруничева грузоподьемностью 125 тонн РБ был массой 90 тонн и при отдельном выводе связки его с ЛВПК "Енисеем" и ПТК "Ангарой" со стыковкой на ОИСЗ на ОИСЛ оказывалось 40 тонн ПН ( т.е. ЛВПК был рассчитан как 20 тонный).

Сужу по картинкам, указано было именно 50 тонн на ОИСЛ, похоже да, полуторопуском.
В общем, повторюсь, мне кажется оптимальный вариант - это ПТК отдельно на ангаре, ЛВПК+РБ+ТБ отдельно на СТК (типа Дон) на 140 тонн.

[Андрюха]

В старом проекте "Енисея" от Хруничева грузоподьемностью 125 тонн РБ был массой 90 тонн и при отдельном выводе связки его с ЛВПК "Енисеем" и ПТК "Ангарой" со стыковкой на ОИСЗ на ОИСЛ оказывалось 40 тонн ПН ( т.е. ЛВПК был рассчитан как 20 тонный).

Сужу по картинкам, указано было именно 50 тонн на ОИСЛ, похоже да, полуторопуском.
В общем, повторюсь, мне кажется оптимальный вариант - это ПТК отдельно на ангаре, ЛВПК+РБ+ТБ отдельно на СТК (типа Дон) на 140 тонн.

А скиньте ка картинки, может я какие не видел

[MIRNbIY]

В старом проекте "Енисея" от Хруничева грузоподьемностью 125 тонн РБ был массой 90 тонн и при отдельном выводе связки его с ЛВПК "Енисеем" и ПТК "Ангарой" со стыковкой на ОИСЗ на ОИСЛ оказывалось 40 тонн ПН ( т.е. ЛВПК был рассчитан как 20 тонный).

Сужу по картинкам, указано было именно 50 тонн на ОИСЛ, похоже да, полуторопуском.
В общем, повторюсь, мне кажется оптимальный вариант - это ПТК отдельно на ангаре, ЛВПК+РБ+ТБ отдельно на СТК (типа Дон) на 140 тонн.

А скиньте ка картинки, может я какие не видел

http://forums.airbase.ru/2013/10/t86226_4--rossiya-postroit-sverkhtyazheluyu-raketu-dlya-poleta-k-lune.html#p3271501
49 тонн однопуск к луне / 65 тонн полуторапуск. Я не так понял изначально, это похоже остаточная  масса после отработки разгонного импульса.

[Ивгениуш]

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.

1) Вот те на...то у Вас проектная масса истина в последней инстанции, то она все время меняется. Кому верить?
2) А на чем по-Вашему отрабатывать? Как то на чем-то все таки надо было потренироваться? Решить подобную  или близкую задачу. Хотя...а как собственно собирались спасать? Параблоками, или каждый блок по отдельности? Я вообще не очень понимаю как вообще планировали это делать? После отделения скорость блоков порядка 1,8 км/с, то есть надо было ждать пока они поднимутся на определенную высоту, а высота несколько сотен км. Затем они начнут падать, и необходимо, чтобы они не сгорели в атмосфере и не повредились тем или иным способом при падении. Мне кажется задача непростая. С ускорителями шаттла ее удалось решить, но может потому, что там скорость была на 1 км меньше? Вообще была ли проработана какая-либо технология на этот счёт? Может быть, при будущих стартах  планировалось как то эффективнее использовать эту массу? То есть, например, при доставке космонавтов на МКС?
3) Что значит одновитковая орбита? Я полагаю, что кк после того как сделает один виток просто начнет падать именно из-за недостатка скорости. Известно, что буран совершил только 2 витка. Я не пойму, то есть скорость на одновитковой орбите равна 1 космической? Тогда какую смысловую нагрузку несёт термин "одновитковая"?
  4) Ну, тогда следует естестественным образом вывод, что в нашей ракетно-космической отрасли царит полный бардак, кто писал статью в Вики? Ведь должен существовать ответственный товарищ, который обязан за всем этим следить?

[Raul]

Поздравления с Пасхой!

Для лучшего подведения итогов по обсуждаемой статье:

Вот

выкладываю картинку.

Оба варианта построены на укороченном (81-3=78м) варианте этапа 2min со спасаемыми параблоками:

• Слева вариант, где РД-180 второй ступени заменены на спарку из РД-191
• А справа вариант, где к РД-180 второй ступени добавлен центральный РД-191

Смысл изменения состоит в том, чтобы при любом одиночном отказе РД терять не более 1/6 тяги ступени. Это позволяет выводить 150 тонн при любых одиночных отказах, ВБР 93% при КоСАЗ=0.75 и 96% при КоСАЗ=0.9
В варанте со спаркой РД-191 можно дополнительно поднять ПН до 154 тонн за счет применения на второй ступени выдвижных сопел.

Больше не получается, но можно рассмотреть варианты, выходящие за пределы частичной модернизации.

[Raul]

Основой вопрос - о спасении параблоков.

Параблоки Энергии для спасения разделялись на блоки:

Схема возвращения блоков А. Примерно на 135-й секунде полета происходит отделение параблоков на высоте порядка 50 км, при этом скорость движения параблоков немного более 1800 м/с. На 150-165-й секундах происходит разделение блоков и их разведение на высоте 65-70 км, скорость - 1760-1720 м/с. Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система ориентации. Блок в этой связи оснащается системой управления и газо-реактивной ориентации. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту. Блок входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. С 285-й по 450-ю секунды происходит движение с тормозным парашютом и снижение до высоты порядка 5 км. Скорость на этом участке уменьшается до 70 м/с. На этой высоте вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30 - 20 м/с. На высоте 3-4 км происходит "перецепка" парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13-19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30-50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11-12 мин. после старта ракеты.

В нашем случае параблоки набирают скорость около 2600 м/с, их предлагается тормозить вместе и садить вертикально. При это неясно, как их будут вывозить из точки приземления?

[Андрюха]

Основой вопрос - о спасении параблоков.

Параблоки Энергии для спасения разделялись на блоки:

Схема возвращения блоков А. Примерно на 135-й секунде полета происходит отделение параблоков на высоте порядка 50 км, при этом скорость движения параблоков немного более 1800 м/с. На 150-165-й секундах происходит разделение блоков и их разведение на высоте 65-70 км, скорость - 1760-1720 м/с. Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система ориентации. Блок в этой связи оснащается системой управления и газо-реактивной ориентации. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту. Блок входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. С 285-й по 450-ю секунды происходит движение с тормозным парашютом и снижение до высоты порядка 5 км. Скорость на этом участке уменьшается до 70 м/с. На этой высоте вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30 - 20 м/с. На высоте 3-4 км происходит "перецепка" парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13-19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30-50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11-12 мин. после старта ракеты.

В нашем случае параблоки набирают скорость около 2600 м/с, их предлагается тормозить вместе и садить вертикально. При это неясно, как их будут вывозить из точки приземления?

Я так понял, что все равно собирались разбирать и везти уже по одному блоку, как и в случае с завода-изготовителя. Параблоки собираются уже на космодроме.

Т.е., а если ещё и верхнюю ступень заменить, больше всё равно уже не выходит? Печально...
Но по двухимпульсной схеме доставки на синтине (в РТБ) может и хватить того что вышло для 49 тонн ПН на ОИСЛ.

[Raul]

Я так понял, что все равно собирались разбирать и везти уже по одному блоку, как и в случае с завода-изготовителя. Параблоки собираются уже на космодроме.

А я так понял, что вопрос о возращении вообще не успели продумать. Вертикальная посадка "как по Маску", но параблоком - это в наших условиях эпический мудахер:

• Во первых, Маск не садит параблоки, он садит блоки.
• Во вторых, у него простая морская и автодорожная логистика.
• В третьих, у него легкие ступени, а у нас более тяжелые (помимо всего прочего, это приводит к увеличенным тепловым нагрузкам).
• В четвертых, Маск не устанавливает РД на космодроме - как это предлагается делать с дополнительным РД-191, который прикручивается в МИКе большими гаечными ключами
• В пятых, у Маска РД многократного включения в полете, который выдает тормозные и посадочные импульсы, а у нас повторное включение - после обслуживания.
• В шестых, предлагать запускать РД-191М на старте - авантюра похлеще масковских. У РД-191 хоть какая-то статистика есть (41 летная отработка, скоро 42), а это c буквой М что такое? Оно как часто бабахи делает? Садить на РД-191М - это куда ни шло, включать, как резерв ставки ВГК - тоже можно, но использовать в штатном выведении СТК, который один стоит как 10 годовых бюджетов Роскосмоса - пока нет.

В итоге - значение работы в том, что:

• Авторы загрузились вопросом резервирования СТК (это большой шаг вперед по сравнению с "Енисеем") и даже как-то его обеспечили. Фактически до гарантированных при одиночном отказе 140 тонн Мпг (расчетка выдает вообще 150, но она завышает) осталось только дорисовать четвертый РД-191М в центре.
• А также в том, что вопросы резервирования связали с  возвращаемостью.

Как говорится, очень хорошо, продолжайте творить дальше.

Вот ЦБ ГК-175, там вопрос с возвращением продуман.

[Alex-DX]

Как говорится, очень хорошо, продолжайте творить дальше.

сарай у них получился эпичный. и одноразовый. 

 и от сюда передрали.
здесь хоть элегантно получается. 

[Верный Союзник с Окинавы]

Вот ЦБ ГК-175, там вопрос с возвращением продуман.

Угу, при телескопическом тепловом щите...

[Raul]

Вот ЦБ ГК-175, там вопрос с возвращением продуман.

Угу, при телескопическом тепловом щите...

Да ладно, это исключительно из-за грузового отсека, которого в блоках первой степени нет.

[Raul]

Ну что, летим на Луну? 

Посмотрел, что будет если у эпичного супертяжа, если заменить боковые параблоки на триблоки.

А получается - внимание - Мпг 206 тонн min при любых одиночных отказах РД! Это уже что-то. Можно и Орла дополнительно раскормить до бройлера , и с возращением триблоков побаловаться. В проекте есть выдвижные сопла для РД-191 на ЦБ, но они дают около 2%, так что и без них 200 тонн на все конструкторские эксперименты есть. 

Интересен эффект дополнительного посадочного РД-191 на триблоке - он одним своим присутствием, не работая в качестве маршевого РД, поднимает Мпг на 4 тонны.

Одна только печаль - КРК СТК теперь весит около 5700 тонн и старт для него потребуется таких же эпических размеров.   А из-за наличия 27 маршевых РД различного типа (18xРД-180, 6xРД-191 и 3xРД-0124МС) ВБР при КоСАЗ 0.75 оценивается в 92%. Это мало, надо обеспечивать КоСАЗ 0.9, тогда будет ВБР 96%. Аналогичная проблема есть у Маска в его 5000-тонном Старшипе, только в еще более  суровом варианте, поскольку сверхнапряженных РД там еще больше.

Вообще, имеет смысл посмотреть вариант со снижением стартовой массы 1 и 2 ступеней в пользу более транcпортабельных 3.7-3.9 метровых блоков.

[Александр Геннадьевич Шлядинский]

Ну что, летим на Луну? 

Посмотрел, что будет если у эпичного супертяжа, если заменить боковые параблоки на триблоки.

А получается - внимание - Мпг 206 тонн min при любых одиночных отказах РД! Это уже что-то. Можно и Орла дополнительно раскормить до бройлера , и с возращением триблоков побаловаться. В проекте есть выдвижные сопла для РД-191 на ЦБ, но они дают около 2%, так что и без них 200 тонн на все конструкторские эксперименты есть. 

Интересен эффект дополнительного посадочного РД-191 на триблоке - он одним своим присутствием, не работая в качестве маршевого РД, поднимает Мпг на 4 тонны.

Одна только печаль - КРК СТК теперь весит около 5700 тонн и старт для него потребуется таких же эпических размеров.   А из-за наличия 27 маршевых РД различного типа (18xРД-180, 6xРД-191 и 3xРД-0124МС) ВБР при КоСАЗ 0.75 оценивается в 92%. Это мало, надо обеспечивать КоСАЗ 0.9, тогда будет ВБР 96%. Аналогичная проблема есть у Маска в его 5000-тонном Старшипе, только в еще более  суровом варианте, поскольку сверхнапряженных РД там еще больше.

Вообще, имеет смысл посмотреть вариант со снижением стартовой массы 1 и 2 ступеней в пользу более транcпортабельных 3.7-3.9 метровых блоков.

Я думал, что стршнее УР-700 ничего не увижу. Каким я был наивным...
 

[Alex-DX]

Посмотрел, что будет если у эпичного супертяжа, если заменить боковые параблоки на триблоки.

если эти три блоки уменьшить по высоте в 2 раза, думаю будет посимпатичней.
и соответственно по 9 горшков
Первая ступень из четырех три блоков, разделение в полете на четыре части первой ступени облегчает реактивную посадку.

[Raul]

Т.е., а если ещё и верхнюю ступень заменить, больше всё равно уже не выходит? Печально...
Но по двухимпульсной схеме доставки на синтине (в РТБ) может и хватить того что вышло для 49 тонн ПН на ОИСЛ.

Расчетка не подтверждает увеличение ПН даже при небольших отклонениях от РЗТ 198 т