40-тонник. керосин vs водород.

Старый> В данном случае вся РН базируется на сравнительно простой технологии производства Протона и на упрощённой технологии производства двигателей ряда РД-170.
А откуда вдруг возьмется "упрощенная технология РД-170" ?Вернее как вы себе это представляете?Мне представляется,что новый носитель и "линейка РД-170"- не лучший вариант.Не надо нам этого двигателя.Давайте чего нибудь попроще.

Д.В.> Да, и здесь любители "поиграть в кубики" :-(. Модульная ракета, с широким диапазоном масс ПГ, не будет дешевле в разработке и производстве, чем одноцелевая РН.

Это верно.

Д.В.> Керосиновая 40-тонка с гладкими баками и "простыми" ЖРД с низким давлением может оказаться дороже чистого водородника или керосин-водородной комбинации(ну, ясно ведь, что снижение удельных параметров ведет к росту стартовой массы, а значит к удорожанию СК и вообще инфраструктуры космодрома, росту тяги ЖРД и значит к росту затрат на их разработку и производство).

Это всё хорошо, однако "может оказаться" и "действительно окажется" это не одно и то же. Это даже если взять действительно предельно простую керосинку. Однако брать предельно простую никто не предлагает. Конструкцию корпуса и баков предлагается делать на основе конструкции Протона, а её врядли можно считать примитиной и тяжёлой. Двигатели предлагается брать замкнутой схемы с умеренно-высокими параметрами. Да, конструкция и двигаиели не будут предельно выжатыми, но и примитвными они никак не будут. Это будет какраз "золотая середина".

Д.В.> Перелив - ни разу в реальности не работал (жалкое подобие перелива - подача топлива из ВТБ Шаттла в SSME). Ну, и потом, при расчетном темпе пусков порядка 10 в год стоимость пуска будет определяться затратами на разработку, а не стоимостью производства.

Сложности перелива врядли смогут скомпенсировать некоторое уменьшение стартовой массы РН.

vfcrf> А откуда вдруг возьмется "упрощенная технология РД-170" ?Вернее как вы себе это представляете?Мне представляется,что новый носитель и "линейка РД-170"- не лучший вариант.Не надо нам этого двигателя.Давайте чего нибудь попроще.

Сообщается что при разработке РД-170 были разработаны и внедрены новые технологии и материалы которых не было в НК-33. В данном случае снизив давление до уровня НК-33 можно будет в серийном производстве на серийном заводе ограничиться технологиями НК-33 и не тратиться на освоение технолгий РД-170. Это даст (имхо) существенное снижение стоимости серийного производства. А главное - существенное повышение надёжности.

Д.В.> Дельта-4 – это «особый» случай, имеется ряд специфических особенностей.

Дельта конечно неоптимальна для ЛЕО т.к. она оптимизирована под ГПО и ГСО, поэтому например у неё слишком маленькая верхняя ступень. Однако много ли удастся выиграть на оптимизации?

Д.В.> 1)Низкий УИ RS-68.

Если Вэйд не путает, то УИ RS-68 - 365/420с
SSME - 363/455с
РД-0120 - 354/453с
То есть УИ на земле одинаков (у РД-0120 даже на 10 с ниже), а УИ в вакууме больше гдето на 35 секунд, это всего то на 7-8% больше чем у RS-68. Достаточно ли этого для такого роста мю ПН? А что будет со стоимостью?

Д.В.> 2)Крайне низкая тяговооруженность обеих ступеней (следствие оптимизации по критерию «максимум ПГ при заданной тяге ДУ ступеней»), что обуславливает довольно высокие гравитационные потери ХС.

Гравитационные потери это конечно плохо. Но рост тяговоружённости увеличивает сухую массу двигателей и конструкции. Вы это учитываете в расчётах? А также и рост аэродинамических потерь?

Д.В.> Кроме того, при таком подходе к проектированию, масса топлива перераспределяется, в основном, в пользу ступени с бОльшей тяговооруженностью, а не с бОльшим УИ (как при оптимизации по мюПГ).

Насколько я понял у Дельты-4 характкристическая скорость распределяется примерно поровну, что и привело к относительно маленькой верхней ступени.

Д.В.> Но, зато, применение водорода дало возможность применить сравнительно простую конструкцию

Это конечно аргумент, который в общем то и объясняет широкое применение водорода за рубежом. Однако является ли это аргументом для нас? С учётом того что в отличие от зарубежа мы имеем довольно хорошо развитые керосиновые технологии?

hcube> Дельта фиговая РН. Ее идеология УРМ портит. Вот если бы у нее на каждом ББ было по ДВА двигателя RS-68 (и соответственно несколько более длинные - раза в полтора - баки) - то было бы нормально - стартовая масса 1000 тонн, тяга 1200 тонн, ПН порядка 50 тонн на LEO. А так - фактически, РН двухступенчатая и при этом тянет второй ступенью ПН на ГПО.

Вобщето Дельта-4 ракета 2.5-ступенчатая ("двухсполовинойступенчатая").
В моноблочном варианте она оптимизирована под применение навесных твердотопливных ускорителей, а в трёхблочном под дроселирование центрального блока и опережающий сброс боковых, что даёт "эрзац-вторую ступень" как у Ангары.

Д.В.> Например при оптимизации по мюПГ, оптимум тяговооруженности для РД-0120 лежит в районе 2,0

Ох, чтото не верится. Многовато.

Д.В.>> Например при оптимизации по мюПГ, оптимум тяговооруженности для РД-0120 лежит в районе 2,0
Старый> Ох, чтото не верится. Многовато.
Между тем, расчет дает значения тяговооруженности, близкие к 2,0
Разумеется, если учитывать более "тонкие" эффекты, оптимум чуть снизится (ну, навскидку, будет не 2,0, а 1,8-1,9).

Старый> Однако, Дмитрий, давайте вернёмся к нашему барану. Какой альтернативный вариант вы можете противопоставить предложеному керосиновому 40-тоннику?
Наиболее реализуемый - упомянутый 2-хступенчатый пакет с 8*НК-33 на 4-х ББ и с 1*11Д122 - на второй.

Старый> А! То есть чистый водородник отпадает? Предлагается чтото типа Арианы-5?
Старый> Опишите поподробнее.
Стартовая масса 820 т. Рабочий запас тплива в одном ББ примерно 138,3 т, диаметр ББ 2,9 м. Рабочий запас топлива ЦБ 144 т. Двигатель ЦБ запускается перед отсекой тяги ББ. Диаметр ЦБ 4,1 м (как вариант 5,5 м).

Bell> Во всяком случае пока никто так и не обосновал необходимость делать самостийную РН на такую нагрузку.
Ну, почему же? Вот здесь, наприаер: "НОВОСТИ КОСМОНАВТИКИ" :: Просмотр темы - 40-тонник

Д.В.> Стартовая масса 820 т. Рабочий запас тплива в одном ББ примерно 138,3 т, диаметр ББ 2,9 м. Рабочий запас топлива ЦБ 144 т. Двигатель ЦБ запускается перед отсекой тяги ББ. Диаметр ЦБ 4,1 м (как вариант 5,5 м).

А сколько и каких двигателей на ЦБ и ББ?

В.М.> Так, Дмитрий, прямо по вашим тезисам:
В.М.> ...наша электроника существенно тяжелее и менее надежна, чем западная (требуется большая степень резервирования). Отсюда вывод – для создания ГСО-спутника с техническими характеристиками западных аналогов нужна существенно большая грузоподъемность носителей.
В.М.> У меня в голове сразу же другое решение: использовать импортную элементную базу для изготовления отечественных спутников. Выгоды - не рискуем с НИОКР ракеты, получаем спутник-платформу, унифицированную под параметры целевой аппаратуры зарубежных заказчиков. Попутно - наконец обучаемся делать эти спутники на уровне конкурентов.
Вы верите в глобализацию? Я - нет. Вот возьмут и в любой момент прекратят продавать полезные нагрузки, что будем делать? Я уж не говорю про военные КА.

В.М.> Запуск научных КА на отлетные траектории. Очевидно, что в данном случае 40 т на низкой орбите превращаются в несколько сотен кг, например, при отправке КА к Плутону.
В.М.>
В.М.> Альтернативный варинат - сборка нужного "ускорителя" на орбите. Неделдимая целевая ПН в сотни килограмм выводится туда и так чем угодно. Из-за редкости таких проектов - "насобирать" пару 20-тонных пусков будет дешевле чем создавать 40-тонник.
Надежность миссии существенно снижается. Если один из компонентов системы не смог выйти на орбиту (или просто, пуск отожен на неделю), второй - просто пропадает, и вся миссия - коту под хвост.
В.М.> 1.3.Запуск низкоорбитальных КА с большим ресурсом. Понятно, что ряд низкоорбитальных задач (ДЗЗ, оптико-электронная и радиолокационная разведка, проведение технологических экспериментов и т.п.) требуют повышенной массы КА (требуется больше топлива для поддержания орбиты),
В.М.> Аналогично - дозаправку никтто не отменял.
Аналогично.
В.М.> 1.4.Орбитальные станции
В.М.> Тут не знают что на нынешних-то делать.. Летает полупустая...
Это вопрос отсутствия политической воли и мыслей в головах тех, кто должен устанавливать цели.
В.М.> П.п. 1.5 и и 1.6 - мне даже разбирать как-то в лом, в силу их ХЗ зачем нужности.
Ну, понятно. Так и слышиться: "а нафиг нам колесо, на ногах- удобнее".

Д.В.> Стартовая масса 820 т. Рабочий запас тплива в одном ББ примерно 138,3 т, Рабочий запас топлива ЦБ 144 т.

Чтото я не понял: 138.3х4=550+144=700. 40 тонн на ПН, чтото там на ГО и пр. У вас сухая масса РН будет существенно меньше 10% от стартовой массы?