Доступный для России супертяж

[Дмитрий В.]

Alex_II пишет:

Дмитрий В. пишет:
Максимум не знаю, но средняя наработка составила 225 сек.

Т.е. разговор про 600с непрерывной работы РД-191 - это в пользу бедных, а в реальности он едва ли выдержит столько времени без крайне основательной модернизации?

В составе пакета Ангары-5 он работает, емнип, несколько более 300 сек. Понятно, что есть запас по ресурсу. Но 600 сек и более - это все равно напряг.

[Alex_II]

Дмитрий В. пишет:
В составе пакета Ангары-5 он работает, емнип, несколько более 300 сек. Понятно, что есть запас по ресурсу. Но 600 сек и более - это все равно напряг.

Ну значит подождем до ноября 2014го. поглядим как он себя в полете поведет... Гм, я чего-то не пойму, если он в полете должен работать около 300с - почему среднее время прожига на стенде 225с? Или там много коротких прожигов было во время испытаний?

[Дмитрий В.]

Alex_II пишет:

Дмитрий В. пишет:
В составе пакета Ангары-5 он работает, емнип, несколько более 300 сек. Понятно, что есть запас по ресурсу. Но 600 сек и более - это все равно напряг.

Ну значит подождем до ноября 2014го. поглядим как он себя в полете поведет... Гм, я чего-то не пойму, если он в полете должен работать около 300с - почему среднее время прожига на стенде 225с? Или там много коротких прожигов было во время испытаний?

Ну в 120 ОСИ могли быть и более короткие и более длинные прожиги. Но вероятно чаще жгли по циклограмме боковых УРМов.

[frigate]

Большой пишет:
Для оценки характеристик тяжёлых РН надо задать:
Руд и Rуд ДУ 1 и 2 ст.
схема последовательная или параллельная
тяговооружённость ступеней
Мпн;
конструктивное совершенство ступеней

ПН фиксирована - давайте воьмем 75 тонн (для начала); 
Схема РН - двухступенчатый "тандем"; 
Удельные импульсы ДУ первой и втотрой супени - пустые ячейки в таблице (намёк - джентельмены, делайте Ваши ставки  :!:  )
Тяговоруженность пока не рассматриваем но учитываем идеальнуйю ХС + потери ХС при выведении 
(давайте за основу возьмем ХС Сатурн 5 на широте космодрома Восточный, если есть данные по РН Энергия буду очень рад).      
Конструктивное совершенство ступеней - зависит от РЗТ, у меня есть формулы для расчета массы конструкции для керосиновых  и водородных ступеней при заданной массе РЗТ; к сожалению такой статистики не сушествует для ацетама и метана.      
Табличку с вариантами конфигураций трехступенчатого носителя выложу, как только "скрою".

[Bell]

frigate пишет:
Конструктивное совершенство ступеней - зависит от РЗТ, у меня есть формулы для расчета массы конструкции для керосиновых и водородных ступеней при заданной массе РЗТ; к сожалению такой статистики не сушествует для ацетама и метана.  

Плотность метанового и ацетамового топлива можно считать одинаковой 850 кг/м3, так что при равной массе топлива масса баков будет примерно на 15% больше.

[Mark]

Bell пишет:

frigate пишет:
Конструктивное совершенство ступеней - зависит от РЗТ, у меня есть формулы для расчета массы конструкции для керосиновых и водородных ступеней при заданной массе РЗТ; к сожалению такой статистики не сушествует для ацетама и метана.    

Плотность метанового и ацетамового топлива можно считать одинаковой 850 кг/м3, так что при равной массе топлива масса баков будет примерно на 15% больше.

Масса конструкции на Ацетам, будет на около 25-28% мнейша от водородных ступени. Это очень много. Так например :
 
Масса конструкции РБ КВТК    = 3,85 тонн
Масса конструкции на Ацетам = 2,78 тонн

[Mark]

Дмитрий Инфан пишет:
Для последнего варианта - "Водородный протон": первая ступень - вокруг кислородного бака (диаметр 4 м) шесть водородных (тоже по 4 м), 6 РД-0120; вторая ступень - надкалиберная, 2 РД-0120.

Водородны Протон, 6 ББ и ЦБ в диаметре на 4 метра и 6 РД-0120, это самый невыгодны и очень дорогой транспортны систем. Так никто не будет делать, нет смысла. У СЛС есть только 4 водородные двигатели, а тяга черес ТТУ или Ф-1А.
 
- При пуске носители в первых 45 секунд важна ест тяга а не скорость Так например при пуске Енергиа-Буран, уже после 30 секунды было дросселирование двигателей РД-0120 до 70%.
- Первая же ступень большую часть времени работает при скоростях полета значительно меньших скорости истечения.
- Водород как горючее обладает существенным недостатком, имеет низкий по сравнению с другими горючими удельный вес. Поэтому для хранения водорода на борту ракеты требуются очень большие емкости. Происходит утяжеление конструкции за счет баков.
- Так например, если Сатурн-5 получил первую ступень на водород, получаем диаметр ступени на 15 метров.
- А использование для двигателей второй ступени не водорода, а керосина,  потребовало бы увеличения тяги первой ступени на 70 %.  
- А если же керосин применить также на третьей ступени, пришлось бы тягу первой ступени утроить.
- Для водорода оптимально ест использование только в верных ступени, где требуются значительно меньшие запасы горючего.

[Дмитрий Инфан]

Mark пишет:

Дмитрий Инфан пишет:
Для последнего варианта - "Водородный протон": первая ступень - вокруг кислородного бака (диаметр 4 м) шесть водородных (тоже по 4 м), 6 РД-0120; вторая ступень - надкалиберная, 2 РД-0120.

Водородны Протон, 6 ББ и ЦБ в диаметре на 4 метра и 6 РД-0120, это самый невыгодны и очень дорогой транспортны систем.

Зато вписывается в железнодорожный габарит  

[Salo]

Вторая надкалиберная ступень?

[Mark]

Зато вписывается в железнодорожный габарит.

А стоимость пуска ?
 
Так например Ариан 5 весит около 220 тонн без ТТУ. Ее главный двигатель имеет направленность 960 кН на уровне моря и стоимости в версии Vulcain1 около 15 миллионов евро. Носитель имеет толко один  двигатель. Без ТТУ она не может стартовать. При тяге 96 тонн нужно будет 3 двигатели и сразу на около 30 миллионов евро дороже.

[Дмитрий Инфан]

Salo пишет:
Вторая надкалиберная ступень?

Она маленькая, её можно и по воздуху.
Примерно так:
1 ступень - 612 тонн, топливо - 552 тонны, сух. вес - 60 тонн;
2 ступень - 286 тонн, топливо - 266 тонн, сух. вес - 20 тонн;
ПН - немного более 40 тонн.

[Alex_II]

Дмитрий Инфан пишет:
Она маленькая, её можно и по воздуху.

Но чем? У нас ни один самолет не возьмет на борт ступень диаметром хотя бы 6м. Просто нету таких. Из Ил-96 чего-нибудь наподобие Белуги сделать?

[Дмитрий Инфан]

Alex_II пишет:
У нас ни один самолет не возьмет на борт ступень диаметром хотя бы 6м. Просто нету таких. Из Ил-96 чего-нибудь наподобие Белуги сделать?

А разве это невозможно?

[Луноход]

А что тут невозможного? Из Ил-96-400Т, думаю, получится.

[Bell]

Я вот что подумал...
Ацетам на 1-й ступени шансов практически не имеет - потребуется разработка новых мощных двигателей и развитие полноценной инфраструктуры на тысячи тонн. Т.е. первый раздел 2.1-2.4 сокращаем сразу.
Для высокоэнергетических траекторий при старте с территории РФ двумя ступенями не обойтись. Даже у Сатурна-5 к Луне было 3 ступени, а у нас и подавно.
2-я ступень неявно, но завязана на 3-ю. А на 3-й должен быть водород безусловно - имеются и технологии, и двигатели, и понимание, как организовать инфраструктуру. А главное лететь к Луне и на прочие высокие орбиты/траектории имеет смысл только обладая РБ с максимальным УИ и, соответственно, минимальной необходимой массой.
Крайне желательно, даже необходимо до минимума сократить виды топлива на одной РН. Получается, что ацетам не имеет шансов и на 2-й ступени.

Следовательно, реально возможны только варианты 2.5, 2.7, 2.8, 2.9. Водород на 1-й ступени для России вариант не проходной никак.

Короче, в рамках поставленной задачи - создание тяжелой РН для высокоэнергетических траекторий - возможно создание только керосин-водородных и метан-водородных РН. Для метана и водорода на 2-й ступени необходимо рассматривать также параллельный пакет.

[Alex_II]

Дмитрий Инфан пишет:
А разве это невозможно?

Ну, учитывая, как у нас любят растянуть госфинансирование  - у меня есть сомнения, что когда он будет готов, он еще останется актуален...

[Mark]

Короче, в рамках поставленной задачи - создание тяжелой РН для высокоэнергетических траекторий - возможно создание только керосин-водородных и метан-водородных РН. Для метана и водорода на 2-й ступени необходимо рассматривать также параллельный пакет

Думаю что концепция носителя, от ЦСКБ-Прогресс, метановый-водородны на 85-190 тонн ПН есть очень оптимальный. Только для ББ ест метановый двигатель РД-0164 немножко за слабый, лучшие например однокамерны на 400-500 тонн тяги. В одном ББ будут в этом случае только 2 двигатели. Всё.

 

[Shestoper]

Павел73 пишет:
 В центральный 4-метровый блок наливать только кислород. А водород - в большой "надкалиберный" бак.

Мсье знает толк в извращениях.
А почему не толстый ЦБ? Почему не моноблочный тандем, раз уж пошли на большие диаметры?
Потому что из 4-метровых блоков первые варианты Виктории можно сделать быстрее? А у нас уже объявлен очередной этап Лунной гонки? Уже пылятся на складах луноходы и роют землю копытом космонавты?

[Shestoper]

Bell пишет:
 

Для высокоэнергетических траекторий при старте с территории РФ двумя ступенями не обойтись. Даже у Сатурна-5 к Луне было 3 ступени, а у нас и подавно.
2-я ступень неявно, но завязана на 3-ю. А на 3-й должен быть водород безусловно - имеются и технологии, и двигатели, и понимание, как организовать инфраструктуру. А главное лететь к Луне и на прочие высокие орбиты/траектории имеет смысл только обладая РБ с максимальным УИ и, соответственно, минимальной необходимой массой.
Крайне желательно, даже необходимо до минимума сократить виды топлива на одной РН. Получается, что ацетам не имеет шансов и на 2-й ступени.

Следовательно, реально возможны только варианты 2.5, 2.7, 2.8, 2.9. Водород на 1-й ступени для России вариант не проходной никак.

Короче, в рамках поставленной задачи - создание тяжелой РН для высокоэнергетических траекторий - возможно создание только керосин-водородных и метан-водородных РН. Для метана и водорода на 2-й ступени необходимо рассматривать также параллельный пакет.

Правильно. Я давно говорю, что первый шаг к правильному супертяжу - разработка российского аналога RS-68. Только с высотным соплом, для 2-3 ступеней.
А на первую ступень можно РД-170, но лучше для больших тяг вытеснилку, надежнее и дешевле. А при наличии 2 водородных ступеней сверху низкий УИ на первой терпим.

К слову про ЭРД при полетах к Луне. Энергия грозилась на ЭРД при стартовой массе на НОО 75 тонн доставлять на окололунную орбиту ПН 30 тонн (25 тонн разгонный блок, 20 тонн рабочее тело).
По мю ПН это вполне сопоставимо с водородным разгонным блоком. Но полет на порядки дольше, и РБ с реактором дороже (хотя и многоразовый).
Считаю, что при доставке не только людей на Луну, но и грузов на Луну и по Гоману на Марс ЖРД вполне конкурентоспособны экономически с ЭРД.
А значит оптимальная конфигурация супертяжа - трехступенчатая, с водородом.

[Alex_II]

Shestoper пишет:
Считаю, что при доставке не только людей на Луну, но и грузов на Луну и по Гоману на Марс ЖРД вполне конкурентоспособны экономически с ЭРД.

Экономически? При том, что выводить на орбиту придется раза в два больше? Очень не факт. Для грузов - ЭРД в самый раз.

Shestoper пишет:
К слову про ЭРД при полетах к Луне. Энергия грозилась на ЭРД при стартовой массе на НОО 75 тонн доставлять на окололунную орбиту ПН 30 тонн (25 тонн разгонный блок, 20 тонн рабочее тело).
По мю ПН это вполне сопоставимо с водородным разгонным блоком.

Ага, сопоставимо. Мю ПГ в два раза больше чем с криогенным РБ... 0,335 у Аполлона и 0,66 у ЭРД-буксира...