Союз-5 ("Иртыш"), он же Феникс/Сункар

Старый> Чтобы сажать первую ступень надо РД-171 сделать с фиксированными камерами и поставить рулевой двигатель нужной тяги и степени дросселирования. На нём и сажать. Только возврат второй ступени это не тот метод которым надо снижать стоимость.

Ну у меня таков и концепт
Вторую ступень в моноблоке не србираюсь возвращать

А тяга второй ступени для Союза 5 в 150...200тс избыточна

Старый> Но три РД-0124 на Фениксе всё равно ни в какие ворота.

А зачем там три? Двух - более чем достаточно для выведения 17 т на НОО.

Старый> Во первых 90 тонн тяги это всё равно неприемлемо мало, даже если брать по минимуму массу ступени 100 тонн и тяговооружённость 1.5 то нужно 150 тонн тяги.

90 т - это приемлемо, но 60 т лучше - дешевле и выигрыш в Мпг:
А вот 100 т РЗТ и 150 тс тяги - это уже перебор.

Старый> Во вторых три РД-0124А будут явно дороже чем один РД-191.

А зачем три-то? Два. Это дешевле чем один РД-191.

Старый> И в третьих при одинаковой надёжности одного двигателя надёжность трёхдвигательной ДУ будет втрое ниже чем однодвигательной.

А вообще, откуда ты взял "трёхдвигательную гипотенузу"? Два двигателя суммарной тягой 60 тс - это нормально, но если бы это был однокамерный 60-тонник было бы еще лучше.

Старый> Саныч, дай пожалуйста ссылку на эти мануалы. А то я не могу найти достоверных масс топлива Арианы-4 при недозаправке первых ступеней.

Там 19 мегов. Ariane 4 Users Manual

Сходу данных по заправкам там не нашел.

Д.В.> Там 19 мегов. Ariane 4 Users Manual
Д.В.> Сходу данных по заправкам там не нашел.

Здесь данные есть, но насколько достоверны, сказать трудно:

Надо поискать старый Спейсфлайт года 1986, там было что-то про Ариан-4.

Старый>> Но три РД-0124 на Фениксе всё равно ни в какие ворота.
Д.В.> А зачем там три? Двух - более чем достаточно для выведения 17 т на НОО.
17т на НОО понятно, а
Как было бы оптимально на гпо?
Вот был вопрос
Д.В.> А вообще, откуда ты взял "трёхдвигательную гипотенузу"? Два двигателя суммарной тягой 60 тс - это нормально, но если бы это был однокамерный 60-тонник было бы еще лучше.
Я предложил
В случае на гпо если не оптимально 60тс - третий двигатель
Но согласен, идея так себе... ибо дороже даже рд 191в выдет как по весу так и по цене

Д.В.> Здесь данные есть, но насколько достоверны, сказать трудно:
Д.В.> Ariane 4 Data Sheet

Хорошая иллюстрация того как трудно найти достоверные данные.
В таблице максимальная заправка 1-й ступени указана 232 тонны. Стоит звёздочка и под звёздочкой сноска:

• Max Stage 1 Propellant Loading, Actual Loads Vary by Vehicle Type as Follows

Ariane 40: 167 tonnes
Ariane 42P: 217.2 tonnes
Ariane 42L: 201 tonnes
Ariane 44(LorP): 227.1 tonnes

И получается что полной заправки в 232 тонны нет ни в одном из вариантов. Хотя известно что во всех вариантах "44" заправка первой ступени полная. Вот и верь после этого остальным цифрам.
В вариантах "40" и "42L" вторая ступень также недозаправляется, причём в варианте "40" существенно. Но об этом не упоминается.

Д.В.> Надо поискать старый Спейсфлайт года 1986, там было что-то про Ариан-4.

В Спейсфлайтах нету от слова "совсем".

Д.В.> Для Союз-5 началась ОКР по РД0124М с двумя камерами. Nяга 30,3 тс, УИ=363 с.

Под этим же индексом уже был проект для Руси, но однокамерный.

Т.е. теперь РД-0124М эту двухкамерный. А старый РД-0124М стал РД-0125 и отправился в утиль. Видимо с этим 0125 что то пошло не так.

Старый> В таблице максимальная заправка 1-й ступени указана 232 тонны. С

Старый> Ariane 44(LorP): 227.1 tonnes
Старый> И получается что полной заправки в 232 тонны нет ни в одном из вариантов. Хотя известно что во всех вариантах "44" заправка первой ступени полная. Вот и верь после этого остальным цифрам.
Можешь не верить, но там всего лишь разница между заправляемым (232 тонны) и расходуемым (237 тонн) запасом топлива,- все по честному.

Leonar> Как было бы оптимально на гпо?

Опять же вопросы:
- по какому именно критерию оптимально? По массе ПГ, МюПГ, по стоимостным показателям?
- какова проектная ситуация? "Проектирование с нуля" или варьируем только тягой и/или РЗТ второй ступени? Стартовая масса фиксирована или нет? Тяга двигателя 1-й ступени фиксирована или нет?
- какая схема выведения? С прямым выведением КГЧ на опорную НОО и с последующим запуском КРБ или выведение КГЧ на баллистическую траекторию с довыведением с помощью КРБ? Параметры КРБ (тяга двигателя и максимальный РЗТ) фиксированы или их можно произвольно варьировать?

В самом банальном случае: выведение КГЧ двумя ступенями на опорную НОО, очевидно, ничего не изменится. По мере увеличения ХС, затрачиваемойю на довыведение с помощью КРБ, очевидно, оптимальная тяговооруженность второй ступени будет повышаться пока не достигнет уровня оптимальной для обычной трехступенчатой РН (примерно 1-1,3).

Leonar> Но согласен, идея так себе... ибо дороже даже рд 191в выдет как по весу так и по цене

Да, лишнее это.

Д.В.> Опять же вопросы:
Д.В.> - по какому именно критерию оптимально?

По цене
У меня вопрос такой - какие нужны надстройки к Launchmodel, чтобы посчитать 4-ступенчатую полностью твердотопливную ракету с наклонным стартом. И баллистическими паузами.

Leonar> 17т на НОО понятно, а
Leonar> Как было бы оптимально на гпо?
Весь прикол в том, что оптимизировать российские РН для ГПО не оптимально.
Российская группировка на геостационаре не превышает двух десятков штук и при достигнутой надежности спутников для поддержания их численности достаточно 2-3 пусков в год.
При этом общая численность спутников больше сотни и для них необходимо 10-12 пусков в год.
Вот для американских и европейских операторов рынка пусковых услуг очень важна оптимизация именно для ГПО, так как численность их геостационарных спутников более 300 шт.
Это их рынок и они всеми правдами и неправдами выдавят с него левых игроков

Б.г.> У меня вопрос такой - какие нужны надстройки к Launchmodel, чтобы посчитать 4-ступенчатую полностью твердотопливную ракету с наклонным стартом. И баллистическими паузами.

Наклонный старт задается в явном виде на странице main. С паузами в одном файле я даже не представляю как посчитать. Если баллистическая пауза только одна (между 3 и 4 ступенью), то проблем нет (если продолжительность работы каждой ступени имеет вменяемое значение - например, 60 сек и выше). В одном файле считается выведение 3 ступенями на некоторую переходную незамкнутую орбиту с апогеем, равное высоте опорной орбиты, куда требуется доставить КА. Высота перигея - один из оптимизируемых параметров (например: -1000, -2000, -3000 км). Высота выведения Hв тоже варьируется (можно для простоты задать 100-150 км для орбит высотой около 200 км). Из эллиптической теории вычисляются конечные требуемые параметры в конце АУТ-3: Vx, Vy, Hв. В результате расчета мы имеем массу головного блока (КА+заправленный ракетный блок 4-й ступени) на переходной орбите (например, -3000х200 км, наклонением 51,7 град). Предполагаем, что 4-я ступень запускается при достижении апогея и работает достаточно малое время, чтобы считать переход с незамкнутой орбиты на опорную (например, с -3000х200 км на 200х200 км) гомановским. Варьируя высоту перигея переходной орбиты и высоту выведения, можно подобрать их оптимальные значения с точки зрения максимальной массы ПГ. Я так и делаю.

Leonar>> Как было бы оптимально на гпо?
Д.В.> Опять же вопросы:
Д.В.> - по какому именно критерию оптимально? По массе ПГ, МюПГ, по стоимостным показателям?
По макс массе пг
Д.В.> - какова проектная ситуация?
Первая ступень как есть для стк 3
Ищем тягу и ртз второй ступени
И рб дм 03 имеющийся

Д.В.> - какая схема выведения?
Которая даст максимальный ПГ на гпо

Leonar> Первая ступень как есть для стк 3

Это что?

Leonar>> Первая ступень как есть для стк 3
Д.В.> Это что?

Всмысле какую рисуют для союза 5 с рд 171 и ртз без изменения
Т.е. Урм для стк 3/5

Divergence> Можешь не верить, но там всего лишь разница между заправляемым (232 тонны) и расходуемым (237 тонн) запасом топлива,- все по честному.

Расходуется на 5 тонн больше чем заправляется? Не, не верю!

Для ракет всегда указывается заправляемый запас топлива и никогда расходуемый. Так как является величиной переменной и непредсказуемой.

Divergence> Весь прикол в том, что оптимизировать российские РН для ГПО не оптимально.

А для каких орбит тогда оптимизировать? С учётом того что на другие орбиты они вообще не летают?

Divergence> Российская группировка на геостационаре не превышает двух десятков штук и при достигнутой надежности спутников для поддержания их численности достаточно 2-3 пусков в год.
Divergence> При этом общая численность спутников больше сотни и для них необходимо 10-12 пусков в год.

А ты спутники и на геостационар и на "другие орбиты" будешь запускать одной и той де РН?

Старый> Для ракет всегда указывается заправляемый запас топлива и никогда расходуемый.
"Никогда не говори никогда".
Как только не указывают... Из-за чего много путаницы и недопонимания.
Может одновременно фиурировать полный запас топлива и остаточный вес ступени, расходуемый запас топлива и вес сухой ступени.
При сложении всех величин не сходится общий вес РН.

Divergence>> Весь прикол в том, что оптимизировать российские РН для ГПО не оптимально.
Старый> А для каких орбит тогда оптимизировать? С учётом того что на другие орбиты они вообще не летают?
Что с тобой...?
Смотри хотя бы прошлый год: всего 17 пусков из них только два на ГПО, оба "иностранцы".
Через пару лет все " иностранцы" перейдут на Фалкон, Вулкан и Ариан.
Зачем после этого ГПО,- ради подражательства.

Старый> А ты спутники и на геостационар и на "другие орбиты" будешь запускать одной и той де РН?
А почему бы и нет?
Для перекрытия всех мыслимых ПН ( 3,5,7,14,21 тонн) хватает УРМ-1, УРМ-2 и ТТ-бустеров на 42-48 тонн топлива.
Скрипач Сункар, Феникс, Союз-5 не нужен.
В качестве особого извращения можно затеять КВРБ на 28 тонн топлива.
С ним откроется диапазон нагрузок;
- 10 тонн на НОО или 3 тонны на ГПО ( один УРМ-1 + четыре ТТ-бустера + КВРБ)
- 9 тонн на ГПО или 30 тонны на НОО ( пять УРМ-1 Ангары + КВРБ).
Какого рожна еще надобно?

Alexandrc>> Тогда уж чтобы совсем конкретно, то говорим о реально летающих двухступенчатых керосиновых ракетах, у которых соотношения массы ступеней/топлива и тяги двигателей 1:4.
Старый> Законы физики одинаковы как для керосиновых так и для гептиловых ракет. Плотности топлив и удельные импульсы у них близки. Так что аналогия гептиловых ракет с керосиновыми корректна.

Да, законы физики для них одинаковы и формула Циолковского одинакова. Импульс движков на НДМГ меньше керосиновых, соответсвенно для достижения одной и той же ХС соотношение масс под логарифмом будет разное, т.е. и масса топлива разная. Для примера, у РД-275 импульс 320с, у НК-33 (аналогичный двигатель) 331с. Ранее по теме народ жаждал делить ХС по ступеням поровну, потому считаю для 4000м/с.
Для РД-275: М₁/М₂ = е^{(4000/(320*9,86))}=3.5528
Для НК-33: М₁/М₂ = е^{(4000/(331*9,86))}=3.4063
Для РД-190: М₁/М₂ = е^{(4000/(337*9,86))}=3.3327
Поэтому категорически не согласен с утверждением: "Так что аналогия гептиловых ракет с керосиновыми корректна".

PS Дальнейшее обсуждение читал. Позицию похоже понял, будут вопросы - задам.

Alexandrc> Ранее по теме народ жаждал делить ХС по ступеням поровну, потому считаю для 4000м/с.
По правильному будет не поровну, а пропорционально импульсу:
- потребную ХС делить на сумму импульсов ступеней и соответственно её распределять
- или более сложный путь, по суммарному имульсу тяги с учетом его падения у земли и конструктивного совершенства РН.

Divergence> По правильному будет...

В данном случае это монопенисуально
Точно так же можно было взять и 1км/с, и 8км/с, и 300000км/с, и считать, что двигатель ее набирает исключительно при атмосферном давлении. Той сути, что у вонючки меньше импульс и поэтому надо потратить больше топлива для достижения одинаковой ХС с керосином, это никак не меняет

Leonar>>> Как было бы оптимально на гпо?
Д.В.>> Опять же вопросы:
Д.В.>> - по какому именно критерию оптимально? По массе ПГ, МюПГ, по стоимостным показателям?
Leonar> По макс массе пг
Д.В.>> - какова проектная ситуация?
Leonar> Первая ступень как есть для стк 3
Leonar> Ищем тягу и ртз второй ступени
Leonar> И рб дм 03 имеющийся
Д.В.>> - какая схема выведения?
Leonar> Которая даст максимальный ПГ на гпо

В общем, требуется оптимизировать одновременно:
- РЗТ 2-й ступени
- РЗТ ДМ03 на довыведение на опорную НОО
- тягу 2-й ступени.
Исходные данные:
- Максимальный РЗТ ДМ03 = 18600 кг
- тяга 11Д58М = 8,5 тс, УИ=358 с
- УИ 2-й ступени =363 с.
- конечная масса ДМ03 =2350 кг (сбрасываемый переходник массой около 900 кг относим на конечную массу блока 2-й ступени).
- старт из Байконура, опорная НОО 200х200хi=51,6 град
- ГПО 4000х35800 кмх25 град

Результат:
- оптимальный РЗТ 2-й ступени 73243 кг
- конечная масса блока 2-й ступени=9004 кг (с учетом переходника от ДМ03)
- оптимальная тяга 2-й ступени 100.3 тс (тяговооруженность 2-й ступени 0,92)
- стартовая масса РН 539,1 т
- масса ПГ на ГПО = 5800 кг
- на довsведение ДМ03 тратит примерно 5540 кг.

Д.В.> Результат:
Д.В.> - оптимальный РЗТ 2-й ступени 73243 кг
Д.В.> - конечная масса блока 2-й ступени=9004 кг
Д.В.> - стартовая масса РН 539,1 т
Сразу видно, что начали считать в новой программе.
А то старая прога такую куйню на гора выдавала, шо и вспомнить стыдно...

Дмитрий В. #26.09.2015
Вот как надо. Стартовая масса 450 т. РЗТ 1-й ступени можно увеличить примерно до 330 т,Вторая ступень с заправкой около 60 т с двумя РД0125 общей тягой 60 тс. Мпг=16,9 т при старте с Восточного

 

Вот сейчас другое дело!