Доступный для России супертяж

[Apollo13]

Alex_II пишет:

Антикосмит пишет:
А в США и ЕС об этом знают, что с ними собираются кооперироваться?

Думаю их не предупреждали - а то еще сбегут... США нет нужды кооперироваться с кем-то по тяжелым носителям - у них работа по SLS и так уже далеко зашла... А у Европы - я просто не помню планов на тяжелый носитель...

Вообще у сша есть нужда кооперироваться по всему что можно, чтобы переложить на других часть затрат, как они это сделали со служебным модулем ориона. Как вклад в общую программу Россия могла бы сделать жидкостные бустеры для SLS. Хотя это конечно маловероятно.

[Mark]

Apollo13 пишет:
Вообще у сша есть нужда кооперироваться по всему что можно, чтобы переложить на других часть затрат, как они это сделали со служебным модулем ориона. Как вклад в общую программу Россия могла бы сделать жидкостные бустеры для SLS. Хотя это конечно маловероятно.

Для США это абсолютно невозможно чтобы Россия сделала жидкостные бустеры для СЛС. Тоже и Апполо-Сатурн-5 как и Шаттл было через НАСА сделане. 

[Bell]

Однако запросы по этому поводу они делали.

[Alex_II]

Bell пишет:
Однако запросы по этому поводу они делали.

С тем же успехом можно на Украине заказывать... Боковушки "Энергии" будут в самый раз. Ну, если им конечно, РД-170 продадут...

[Salo]

Не факт. В SLS планируют использовать боковушки с двумя F-1B. Сложно представить два РД-171М на одном блоке.

[Искандер]

Набрёл:

New F-1B rocket engine upgrades Apollo-era design with 1.8M lbs of thrust

Dynetics and Pratt Whitney Rocketdyne rebuild the F-1 for the "Pyrios" booster.
http://arstechnica.com/science/2013/04/new-f-1b-rocket-engine-upgrades-apollo-era-deisgn-with-1-8m-lbs-of-thrust/

[frigate]

А вот и обещанные конфигурации 3-х ступенчатой супер тяжелой РН:

"Мы будем снимать кино или мы не будем снимать кино?" (С)  
Хотелось бы узнать какие значения удельного импульса ЖРД будем использовать на разных ступенях для 4-х вариантов топливных пар  

[Bell]

Какая ПН на отлетную/к Луне/на ГПО?

[Mark]

Salo пишет:
Не факт. В SLS планируют использовать боковушки с двумя F-1B. Сложно представить два РД-171М на одном блоке.

Интересно что в размерах РД-171 немножко мнейшы от F- 1 ест.

[Shestoper]

frigate пишет:
А вот и обещанные конфигурации 3-х ступенчатой супер тяжелой РН:
 

С точки зрения унификации размеров ступеней интересен вариант с двумя ступенями на керосине или метане и третьей на водороде. Тогда можно сделать все ступени из блоков одного диаметра: первая ступень 4 блока, вторая ступень ЦБ того же диаметра, что и боковушки, а сверху третья водородная ступень, по объему близкая второй.
Но при такой схеме на первой и второй ступени нужны одинаковые двигатели, и они могут быть только насосными. С двумя вытеснительными ступенями мю ПН слишком упадет.

А при первой вытеснительной ступени для второй и третьей наилучшим решением будет водород.

Чисто ацетамовая или чисто метановая ракета теоретически тоже имеет право на существование. Экономия за счет почти одинаковых двигателей на всех ступенях, различающихся только степенью расширения сопла. Но тогда на первой ступени опять же только насосные ЖРД. При ПН 100-200 тонн это терпимо, а выше нужно слишком много двигателей - дорого и ненадежно.

[Shestoper]

Bell пишет:
Какая ПН на отлетную/к Луне/на ГПО?

Если исходить из требования пуска с Луне или Марсу долговременной экспедиции (с длительной работой на поверхности) - тонн 300 на отлетную траекторию. На НОО тогда будет примерно 800.

Стартовая масса около 20000 тонн.

На первой ступени 54 600-тонных вытеснительных метановых ЖРД (тремя кольцами на манер Н-1 - 12, 18 и 24 двигателя в каждом из трех колец).
Двигатели предельно простые - закреплены неподвижно, управление разнотягом. Теплозащита КС абляционная.
Диаметр  двигателя 3,8 м.
Максимальный диаметр ступени по внешнему кольцу двигателей 36 м. Диаметр баков ступени 24 м.
Если УИ у Земли будет порядка 240 с (при давлении в КС 20 атмосфер), то мощность акустических нагрузок будет примерно в 2,5 выше, чем у Вулкана. Вполне терпимо, с учетом массы носителя (только первая ступень 12000 тонн) и большой прочности баков высокого давления (давление в баках примем 30 атмосфер).

Для второй и третьей ступени понадобится водородник с пустотной тягой ~500 тонн (12 на второй ступени, 3 на третьей). Для снижения цены его лучше делать открытой схемы, с давлением в КС ~ 100 атм.

Стоимость комплекта двигателей порядка полумиллиарда долларов (по 15-20 миллионов за водородник и 3-5 миллионов за вытеснительный ЖРД), стоимость пуска порядка 1,5-2,5 миллиардов. Доставка кг ПН на НОО за 2-3 тысячи долларов.

http://s017.radikal.ru/i405/1308/7a/a2564441c10e.png

[Mark]

Mark пишет:

Salo пишет:
Не факт. В SLS планируют использовать боковушки с двумя F-1B. Сложно представить два РД-171М на одном блоке.

Интересно что в размерах РД-171 немножко мнейшы от F- 1 ест.

Я узнал что прототип F-1А будет сделаны через селективного лазерного плавания- 3D печати. Технология значительно уменьшить количество части и следовательнно стоимость. В КС будут толко 100 частей, у F-1 было более 5000.

А как будет РД-175 сделаны ?

[alex82]

дааа, блин, они свою SLS быстрее склепают и пустят, чем мы будем деньги пилить на вертолетном подхвате...
обидно, блин, за Ангару.. скоро 20 лет она мучается

[frigate]

Bell пишет:
Какая ПН на отлетную/к Луне/на ГПО?

Принцип религиозного учения дзен - для начала 75 тонн на переходную орбиту 0х185 км (ПН выводится на круговую рабочую орбиту 185-200 км за счет довыведения).

[Mark]

frigate пишет:

Bell пишет:
Какая ПН на отлетную/к Луне/на ГПО?

Принцип религиозного учения дзен - для начала 75 тонн на переходную орбиту 0х185 км (ПН выводится на круговую рабочую орбиту 185-200 км за счет довыведения).

Толко, Николай Паничкин исполняющий обязанности гендиректора ЦНИИМАШа, пояснил что на первом этапе это будет носитель способный выводить 80–85 т.

[Большой]

Mark пишет:

frigate пишет:

Bell пишет:
Какая ПН на отлетную/к Луне/на ГПО?

Принцип религиозного учения дзен - для начала 75 тонн на переходную орбиту 0х185 км (ПН выводится на круговую рабочую орбиту 185-200 км за счет довыведения).

Толко, Николай Паничкин исполняющий обязанности гендиректора ЦНИИМАШа, пояснил что на первом этапе это будет носитель способный выводить 80–85 т.

Это если разгонный блок к Луне одноступенчатый. Тогда масса орбитального блока равна 89 т. Затем осуществляется довыведение на 200х200 км. На этой низкой орбите масса комплекса РБ+ПТК-Л равна 79 т. (расход топлива 8 т+2 т переходной отсек).

[Bell]

frigate пишет:

Bell пишет:
Какая ПН на отлетную/к Луне/на ГПО?

Принцип религиозного учения дзен - для начала 75 тонн на переходную орбиту 0х185 км (ПН выводится на круговую рабочую орбиту 185-200 км за счет довыведения).  

С точки зрения оптимизации ХС по ступеням ситуация такая:
- сумма ХС у Луне и выход на ЛЛО примерно 4300 м/с - это оптимально для водородного РБ с УИ 460-470, по вкусу - со сбрасываемым баком;
- ХС на ЛЕО порядка 9200-9300 м/с для РН без избытка тяговооруженности (я нам тяги двигателей будет нехватать - РН-то и так уже сверхтяжелая) - это 2,5 ступени на керосине/метане/ацетаме или 2 ступени, но чистый тандем со второй водородной ступенью.

А касательно ПН, то для выведения на ЛЛО по вышеуказанной схеме ЛОКа массой 26 т потребуется порядка 80-82 т на ЛЕО...

[Дмитрий В.]

Mark пишет:
 А как будет РД-175 сделаны ?

Скорее всего, из бумаги

[Антикосмит]

Кстати, о птичках. Тут сообщили, что КВТК не предназначен для низких орбит. Так что о довыведении без нового разгонного блока можно забыть.

[Дмитрий Инфан]

Shestoper пишет:

Bell пишет:
Какая ПН на отлетную/к Луне/на ГПО?

Если исходить из требования пуска с Луне или Марсу долговременной экспедиции (с длительной работой на поверхности) - тонн 300 на отлетную траекторию. На НОО тогда будет примерно 800.

Стартовая масса около 20000 тонн.

На первой ступени 54 600-тонных вытеснительных метановых ЖРД (тремя кольцами на манер Н-1 - 12, 18 и 24 двигателя в каждом из трех колец).
Двигатели предельно простые - закреплены неподвижно, управление разнотягом. Теплозащита КС абляционная.
Диаметр двигателя 3,8 м.
Максимальный диаметр ступени по внешнему кольцу двигателей 36 м. Диаметр баков ступени 24 м.
Если УИ у Земли будет порядка 240 с (при давлении в КС 20 атмосфер), то мощность акустических нагрузок будет примерно в 2,5 выше, чем у Вулкана. Вполне терпимо, с учетом массы носителя (только первая ступень 12000 тонн) и большой прочности баков высокого давления (давление в баках примем 30 атмосфер).

Я вот о чём подумал - что акустические нагрузки на первую ступень терпимы, это, конечно, хорошо, но окажутся ли они терпимыми на стартовый комплекс? 54 двигателя по 600 тонн - это нечто  
Не придётся ли для каждого пуска возводить стартовый стол заново?