Ещё один сверхтяжёлый носитель

Полл> Не понял, чем "слишком высокая тяга" мешает торможению блока, поясните, пожалуйста.

Возвращаемая ступень Фалькона срабатывает 3 раза: 1) гасит горизонтальную составляючую скорости относительно Земли, что собственно возвращает её к месту старта, 2) управляет блоком при входе в плотные слои атмосферы, чтобы избежать разрушения его как было при попытке приводнения с парашютами, 3) осуществляет конечное торможение для мягкой посадки. Понятно, что импульс (1) можно и полной тягой делать. Допустим, что (2) сойдёт, хотя там вопрос с его длительностью, так как есть минимальная длительность, а запас топлива не безграничен. Но для (3) без малой тяги не обойтись. У Фалькона она в пределах 4% стартовой, а возможно и меньше.

Правда если мы только делаем всё это для управления полями падения, то можно и с полной тягой, чисто для прицеливания. И топлива уйдёт немного.

m-dva> А на гипотетической лунной базе так и вообще делать нечего.
Да ну...))).Отработку всего того, что планируется провести на Марсе лучше как не крути проводить именно в условиях Луны, но ни как не Земли или МКС если че.

ВВ Показатели КВТК я взял из "ракетный центр" - приложения к газете "Всё для Родины" Это где портреты Кузнецова и Бахвалова


В.В.>> Но как-будто бы формулой можно пользоваться, если её не называть "Циолковского". Интересно, знатоки знают, пользуются ли в США этой формулой, и если пользуются, то как она у них называется
Полл> Она у них называется "формула Циолковского". Как сказал один американец: "У каждого энтузиаста Космоса обязана быть майка с этой формулой!"
В.В.>> Преобразуем и запишем "формулу Ц" до вида
В.В.>> Vmax=9,81*I*ln((1+r)/(n+r))
Полл> Господи, а чем тебе стандартная форма записи не нра? Ну ладно, тут уже дело вкуса.
В.В.>> Таким образом, доля массы топлива в стартовой массе КВТК находится на уровне 0,81, доля массы топлива в РБ типа "Бриз-М" находится на уровне 0,93.
ВВ КВТК - доля массы топлива 0,826. Но в это не укладываются. Когда сделают - будет 0,79. И это если двигатели управления будут на топливе АТ+НДМГ. С РДМТ на кислород (газ) - водород (газ) вообще не сделают

Полл> Тебя опять подстерегла Википедия и жестоко отиздевалась?
вв Я умоляю! Не стройте из себя "носителя абсолютной истины"! Вы знаете всё приблизительно...
Полл> Бриз-М
Полл> Масса топлива 19800
ВВ "Бриз=М"масса топлива 19920кг Стартовая масса 22,585кг. "Бриз-М" двухступенчатый, что в пересчёте на одноступанчатый равносильно доле массы топлива 0,93

Полл> Масса сухая 2370
ВВ Увы 2665
Полл> Это килограммы. Невырабатываемый остаток и газ наддува не учтен.
ВВ И там, и там. Невырабатываемые остатки топлива и газа наддува у КВТК большие

В.В.>> При этих данных, для парирования преимущества КВТК в значении удельного импульса 460с достаточно достигнутых значений удельного импульса тяги ЖРД РБ типа "Бриз-М" на топливе АТ+НДМГ. Правда, значение УИТ 352с получить пока проблематично. Но это при массе ПН 6 тонн. При значении массы ПН=4 тонны будущий КВТК не имеет преимущества перед РБ "Бриз-М"
Полл> Совершенно верно. Поэтому использовать КВТК будут с большими ПН:
ВВ Полл! Ну, как говорили некогда, "совесть у тебя гражданская есть"?. "Мы тогда под КВТК разработаем ракету со стартовой массой на 100 тонн большей, чем у "Протона-М". Вы без допинга не можете? Чтобы не дать повода хавать допинг, я ставлю "Бриз-М" и КВТк в космосе и в невесомости. И сравниваю их по отабатываемой характеристической скорости: при одинаковой стартовой массе РБ, при одинаковой массе ПН. Ну, а доля массы топлива в квтк по Циху 0,826. А теперь эта доля поплыла вниз. Поэтому 0,81 - от моих щедрот. Реально выползает на 0,79 и это при использовании ЖРДМТ на топливе АТ+НДМГ.


Полл> Ракета-носитель. Ангара-А5.2
Полл> Масса ПН на целевых орбитах (при пусках с космодрома Плесецк, геопереходная, ΔV=1500 м/с, с РБ КВТК), кг 6690
Полл> Масса ПН на целевых орбитах (при пусках с космодрома Восточный, геопереходная, ΔV=1500 м/с, с РБ КВТК), кг 8820
ВВ Полл, туфта всё это. Как сказал покойный В.А. Поповкин: "А с Плесецка на "Ангаре-А5" на НОО получатся 18 тонн" и это единственное Великое, что сказал Поповкин

ВВ Показатели КВТК я взял из "ракетный центр" - приложения к газете "Всё для Родины" Это где портреты Кузнецова и Бахвалова


В.В.>> Но как-будто бы формулой можно пользоваться, если её не называть "Циолковского". Интересно, знатоки знают, пользуются ли в США этой формулой, и если пользуются, то как она у них называется
Полл> Она у них называется "формула Циолковского". Как сказал один американец: "У каждого энтузиаста Космоса обязана быть майка с этой формулой!"
В.В.>> Преобразуем и запишем "формулу Ц" до вида
В.В.>> Vmax=9,81*I*ln((1+r)/(n+r))
Полл> Господи, а чем тебе стандартная форма записи не нра? Ну ладно, тут уже дело вкуса.
ВВ Очень просто. Она не приведена к показателям,необходимым для сравнения эффективности двух РБ на разных компонентах
В.В.>> Таким образом, доля массы топлива в стартовой массе КВТК находится на уровне 0,81, доля массы топлива в РБ типа "Бриз-М" находится на уровне 0,93.
ВВ КВТК - доля массы топлива 0,826. Но в это не укладываются. Когда сделают - будет 0,79. И это если двигатели управления будут на топливе АТ+НДМГ. С РДМТ на кислород (газ) - водород (газ) вообще не сделают

Полл> Тебя опять подстерегла Википедия и жестоко отиздевалась?
вв Я умоляю! Не стройте из себя "носителя абсолютной истины"! Вы знаете всё приблизительно...
Полл> Бриз-М
Полл> Масса топлива 19800
ВВ "Бриз=М"масса топлива 19920кг Стартовая масса 22585кг. "Бриз-М" двухступенчатый, что в пересчёте на одноступанчатый равносильно доле массы топлива 0,93

Полл> Масса сухая 2370
ВВ Увы 2665
Полл> Это килограммы. Невырабатываемый остаток и газ наддува не учтен.
ВВ И там, и там. Невырабатываемые остатки топлива и газа наддува у КВТК большие

В.В.>> При этих данных, для парирования преимущества КВТК в значении удельного импульса 460с достаточно достигнутых значений удельного импульса тяги ЖРД РБ типа "Бриз-М" на топливе АТ+НДМГ. Правда, значение УИТ 352с получить пока проблематично. Но это при массе ПН 6 тонн. При значении массы ПН=4 тонны будущий КВТК не имеет преимущества перед РБ "Бриз-М"
Полл> Совершенно верно. Поэтому использовать КВТК будут с большими ПН:
ВВ Полл! Ну, как говорили некогда, "совесть у тебя гражданская есть"?. "Мы тогда под КВТК разработаем ракету со стартовой массой на 100 тонн большей, чем у "Протона-М". Вы без допинга не можете? Чтобы не дать повода хавать допинг, я ставлю "Бриз-М" и КВТк в космосе и в невесомости. И сравниваю их по отабатываемой характеристической скорости: при одинаковой стартовой массе РБ, при одинаковой массе ПН. Ну, а доля массы топлива в квтк по Циху 0,826. А теперь эта доля поплыла вниз. Поэтому 0,81 - от моих щедрот. Реально выползает на 0,79 и это при использовании ЖРДМТ на топливе АТ+НДМГ.


Полл> Ракета-носитель. Ангара-А5.2
Полл> Масса ПН на целевых орбитах (при пусках с космодрома Плесецк, геопереходная, ΔV=1500 м/с, с РБ КВТК), кг 6690
Полл> Масса ПН на целевых орбитах (при пусках с космодрома Восточный, геопереходная, ΔV=1500 м/с, с РБ КВТК), кг 8820
ВВ Полл, туфта всё это. Как сказал покойный В.А. Поповкин: "А с Плесецка на "Ангаре-А5" на НОО получатся 18 тонн" и это единственное Великое, что сказал Поповкин

zaitcev> осуществляет конечное торможение для мягкой посадки.
Как я понимаю, вопрос только в требуемой точности системы управления и исполнительных устройств, а так садится можно и с 20g ускорения, принципиальных физических ограничений на это нет.

Хотелось бы все же блок и движок сохранить - при таком выводе РД-191 первой ступени отработают менее трети своего ресурса за полет.

Стоит задача посадить всего лишь 10 тн. Может, тупо установить в блок что-то типа ПБС-950?

Максимальная полетная масса: 14700 кг.
Масса средств десантирования: 1500 кг.

Подсчитал на своей "салфетке", получилось при увеличении сухой массы боковых блоков на 1500 кг при переливе и попарном отделении масса ПН на геопереходной с "Бриз-ДМ" - 7800 кг.
Предлагайте, сколько будут весить системы перелива и посадочные шасси для блоков.
З.Ы. Прикину при весе по 200 кг топливной аппаратуры для боковых блоков и 400 кг для центрального блока, шасси - 1/10 от несомой массы блока после посадки, 850 кг.

Полл> Стоит задача посадить всего лишь 10 тн. Может, тупо установить в блок что-то типа ПБС-950?

Т.е. вернуться к опыту спасения Блока А "Энергии". Аналогичная система была запланирована и у Кистлера, с конечной посадкой на надувные мешки. Во времена "Энергии" и K-1 никто не верил в возможность спуска с активным управлением, да ещо при помощи маршевого двигателя (в демонстрации такой возможности заключается наибольший вклад Маска в данном вопросе). Соответственно, в обоих случаях конструкторы полагались на теплозащиту и значительное упрочнение ступени (как мы знаем, ступени Маска разрушались при попытках посадить их на парашютах на манер Блока А).

В.В.> Показатели КВТК я взял из "ракетный центр" - приложения к газете "Всё для Родины"

Есть официальный сайт: ГКНПЦ имени М.В.Хруничева | «КВТК»
Пока ориентируемся на эти цифры.

В.В.> Таким образом, доля массы топлива в стартовой массе КВТК находится на уровне 0,81, доля массы топлива в РБ типа "Бриз-М" находится на уровне 0,93. КВТК - доля массы топлива 0,826. ...

Но мы уже знаем, что КВТК превзойдет по грузоподъемности Бриз-М при любом раскладе. Особенно, при пусках с Восточного, где Бриза-М просто не будет.


В.В.> При этих данных, для парирования преимущества КВТК в значении удельного импульса 460с достаточно...

Да, достаточно. Начнем с того, что РД0146Д, который планируется к установке на КВТК, УИ=470 с.

В.В.> ВВ Полл, туфта всё это. Как сказал покойный В.А. Поповкин: "А с Плесецка на "Ангаре-А5" на НОО получатся 18 тонн" и это единственное Великое, что сказал Поповкин

Покойный иногда брякал не подумавши, прости Господи! Даже в первом пуске Ангара-А5 вывела на НОО свыше 20 т.

zaitcev> Т.е. вернуться к опыту спасения Блока А "Энергии".
Не совсем. Точнее даже совсем "не".
Мы совершаем управляемый спуск и посадку ступени. Здесь парашютная система - всего лишь "очень длинные посадочные опоры", позволяющие снизить требования по точности посадки: нам достаточно попасть в промежуток высот 500-1500 м при скорости 100-200 м/с.

Получилось вот что:
Рабочий запас топлива УРМ-1 - 130800 кг.
Боковые Блоки первой ступени, стартовый вес - 141740 кг.
ХС, набранная ступенью - 1363 м/с.
Боковые Блоки второй ступени, стартовый вес - 139400 кг.
ХС, набранная ступенью - 2517 м/с.
Центральный блок, третья ступень - 140200 кг.
ХС, набранная ступенью - 3172 м/с.
УРМ-2, третья ступень, стартовая масса - 39600 кг.
УРМ-2, третья ступень, запас топлива - 35800 кг.
ХС, набранная ступенью - 2543 м/с.
РБ Бриз-М, четвертая ступень, стартовая масса - 22170 кг.
РБ Бриз-М, четвертая ступень, запас топлива - 19800 кг.
ХС, набранная ступенью - 3480 м/с.
Головной обтекатель - 2200 кг.

Общий запас ХС - 13084 м/с, геопереходная орбита.
Масса ПН - 8000 кг.

Не учтены отсеки-переходники между ступенями, РН и ПН, РН и ГО. И не учтен запас топлива на возвращение блоков первой ступени.

Полл> Не учтены отсеки-переходники между ступенями, РН и ПН, РН и ГО. И не учтен запас топлива на возвращение блоков первой ступени.

Секундный расход РД-191 - 2,4 тн. При дросселировании до 60% - около 1,5 тн.
Первый импульс, 2 с, около 400 м/с - для смены горизонтальной скорости на обратную для возврата ступени в район стартового комплекса, 3 тн топлива.
Второй импульс на высоте около 40 км для гашения вертикальной скорости перед входом в плотные слои атмосферы, так же около 2 с и 450-500 м/с.
Последний импульс, финишный, перед задействованием парашютной системы, около 1 с и 250-300 м/с.
Всего потребный запас топлива - 7,5 тн.

По переходным отсекам ничего не нашел.
Расчет:
БРИЗ-М
М нач 29870
М топ 19800
ХС 3509,2302716041

4 ступень
М нач 69470
М топ 35800
ХС 2550,7966737807

3 ступень
М нач 209670
М топ 130800
ХС 3232,3590694802

2 ступень
М нач 490670
М топ 261600
ХС 2518,303374936

1 ступень
М нач 774150
М топ 246600
ХС 1267,9122451005



Общий ХС 13078,6016349016
Масса ПН 7700

Полл> Последний импульс, финишный, перед задействованием парашютной системы, около 1 с и 250-300 м/с.
Вот именно, что "последний импульс", хе-хе!
Перегрузка 30g за 1 секунду....
Зачем там уже какие-то импульсы, хай бы себе падала так, какая уже к чертям собачим разница,- металлолом при любых раскладах.

m-dva> Зачем там уже какие-то импульсы, хай бы себе падала так, какая уже к чертям собачим разница,- металлолом при любых раскладах.
Нагрузка на несущую конструкцию определяется тягой двигателя. А двигатель тот же, что поднимал ракету от стартового стола.

zaitcev> Во времена "Энергии" и K-1 никто не верил в возможность спуска с активным управлением, да ещо при помощи маршевого двигателя.
Дык надо понимать разницу в этих самых маршевых двигателях...
РД-170 с дросселированием до 80% выдавал бы тяговооруженность на финише ( посадке) в 17 единиц, что сопоставимо с со стартовой тяговооруженностью 48Н6Е, и по нагрузкам равнозначно падению этой ступени с высоты 100 метров на бетонку,- металлолом, без вариантов!
Мерлин со своей "гомнотягой" в 70 тонн да ещё с дросселированием на 50% садит 26 тонную ступень нежно и аккуратно.
PS. конечно же был вариант и в 70-х сделать нечто фалконоподобное:
-5 НК-33,
-560 тонн стартовой,
-440 тонн РЗТ первой ступени,
-10 тонн на НОО (ХС- 9500 м/с).
Но увы и ах,- НК-33, и диаметр первой ступени на 440 тонн РЗТ, принципиально несовместимы с советской космонавтикой конца 70-х годов.

m-dva> Дык надо понимать разницу в этих самых маршевых двигателях...

Кроме 171 есть 191ый двигатель, который так же может глубоко дросселироваться. Так что если очень надо, то можно сделать. Вот только расходовать на возвращение ступени такие дорогие вещи, как вес топлива и ресурс двигателя, не кажется мне хорошей идеей.

U235> Кроме 171 есть 191ый двигатель, который так же может глубоко дросселироваться.
Уран, ты тоже?
Действие равно противодействию. Нагрузка на несущие конструкции определяется тягой двигателя. Того же самого двигателя, что поднимает ракету со стартового стола.
И то, что при подъеме ускорение ракеты относительно поверхности - 0,4 g, а при торможении на возврате будет 30g - НИЧЕГО для несущих конструкция не меняет.
Если совсем точно, то меняет распределение нагрузок по ним, но суммарная нагрузка остается той же.

Я выше выложил результат расчета "Ангары-А5" с возвращаемой первой парой боковушек.

Barbarossa> Он добавил, что грузоподъемность новой сверхтяжелой ракеты будет достигать 100–150 тонн.
Несколько озадачило название темы....А что, у нас уже есть один сверхтяжелый носитель?
Сколько раз летал, чего и сколько вывел? Просветите, плз. Может, я чего-нибудь упустил?

В.Б.> Сколько раз летал, чего и сколько вывел? Просветите, плз. Может, я чего-нибудь упустил?
"Энергию".

В.Б.>> Сколько раз летал, чего и сколько вывел? Просветите, плз. Может, я чего-нибудь упустил?
Полл> "Энергию".
Это было в другом государстве, пардон...
Да и считать РН "Энергия" состоявшимся носителем несколько преждевременно - статистики пусков маловато...
Один безусловно удачный, а первый - то-ли МГМ "Скифа" сплоховал, то-ли сам РН - версии разные.
А то, что "многоуважаемый" Рогозин мастер "не мешки ворочать" - в этом я уже убедился неоднократно.

В.Б.> Это было в другом государстве, пардон...
Российская Федерация - правопреемник СССР.

В.Б.> Да и считать РН "Энергия" состоявшимся носителем несколько преждевременно - статистики пусков маловато...
"Да какой ты рыцарь?! - Да какой есть!!" (© м/ф "Шрэк")
Несостоявшийся носитель это Н1.

Уж коли хочется поговорить - давай обсудим мой мод "Ангары" с переливом и возвратом пары боковушек.

m-dva> РД-170 с дросселированием до 80% ...

До 50%.

Поражает способность американцев подзаводить ... челов ...
Сразу, почему-то, вспомнился ЖРД "Ротор". Сколько только возились некоторые с газогенераторами по типу баллончика газа для сифона...
Применением метана в качестве ракетного горючего они тоже подзавели, хотя в СССР дважды или трижды брались за метан, и бросали этот "криогенный" керосин. А конструктивных проблем использования метана не меньше, чем использования ЖВ.
А получить прирост УИТ (на 10 секунд больше, чем на керосине?) - ещё надо попотеть. Лазер в военном деле. После очередного "успеха" американцев в лазеростроении, в России мобилизуются силы "дайте нам деньги" и мы сделаем сбивалку БЧ за тысячи км. Прямоточка... Вечная тема... Хотя кромки прямоточки нагреваются до белого свечения... Теперь Муск (Musk) изобрёл способ бесплатной доставки грузов в космос. Хотя никто, почему-то, не разрабатывает способ безударного возвращения первого ракетного блока "Протона-М". Вот он, вот он! Сажаем, строим жд из РП до Байконура... и опять вперёд, в смысле в космос. Но как будто бы только для того, чтобы сузить РП до круга, скажем радиуса 0,5 км нужна автономная ДУ с начальной массой 20-40 тонн. Говорят: это и дурак сможет! Нужно выполнить задачу на остатках топлива. "запаса топлива на это дело не нужно предусматривать?" "Нееее! Там остатки невырабатываемого топлива огромные".
Но это пустяк для изобретателей. Нужно посадить ракетный блок массой 30 тонн нежненько, чтобы его можно было вновь заправить компонентами и ...в космос. "Нет, нет! "Протон" не подходит. Нужно сделать типа "Протона" новую ракету, только более мощную на ЖК+метан. Во, достойное применение метана. Что ЖК, что метан - самоиспарящиеся КТ!" "КАК?" "А как самолёт? Так же"





m-dva>> РД-170 с дросселированием до 80% ...
Д.В.> До 50%.

Полл> Уж коли хочется поговорить - давай обсудим мой мод "Ангары" с переливом и возвратом пары боковушек.

Я не силен в теории ракетостроения - так, на уровне любителя: удельный импульс, то-сё...:) С РН я не работал - только с выводимыми нагрузками всеми типами РН, эксплуатирующихся в СССР в 80-е годы. Но, в основном, "Протоны" (жил поэтому на 95-й площадке - рядом протоновские старты).
А рыться в справочниках ради разговора - честно говоря, лень.
С ув.

zaitcev>> Т.е. вернуться к опыту спасения Блока А "Энергии".

Полл> Получилось вот что:
Полл> Рабочий запас топлива УРМ-1 - 130800 кг.
Полл> Боковые Блоки первой ступени, стартовый вес - 141740 кг.

Полл> Центральный блок, третья ступень - 140200 кг.
Полл> ХС, набранная ступенью - 3172 м/с.
Полл> УРМ-2, третья ступень, стартовая масса - 39600 кг.
Полл> УРМ-2, третья ступень, запас топлива - 35800 кг.


Полл> Головной обтекатель - 2200 кг.



ВВ "Ангара-А5" Стартовая масса 776,6 т Стартовая тяга 980тс; стартовая перегрузка 1,262
ВВ "Ангара-А5" Масса ПН с КВТК = 25.8 т (23,73+2,07); ГО=2,5т
Первая ступень (УИТ=325с) ОХС= 4475м/с
Вторая ступень (УИТ=337,4с) ОХС= 2063м/с
Третья ступень (УИТ=358с) ОХС= 2784м/с
Суммарная ОХС 9322м/с

ВВ "Протон-М" Стартовая масса 702,062т Стартовая тяга 1022тс; стартовая перегрузка 1,4557
ВВ "Протон-М" Масса ПН с "Бриз-М" =25.8т (22,585 +3,215); ГО=2,5т
Первая ступень (УИТ=301с) ОХС=2781м/с
Вторая ступень (УИТ=320с) ОХС=3267м/с
Третья ступень (УИТ=325с) ОХС=2882м/с
Суммарная ОХС=8930м/с

ВВ"Протон-М" с одинаковой массой ПН (25,8т) уступает "Ангаре-А5" по значению ОХС=392 м/с

ВВ У РН "Протон-М" избыточная стартовая тяговооружённость. При стартовой перегрузке 1,262 стартовая масса РН типа "Протон-М" может быть 803,762т
Стартовая масса ПН 25.8т (22,585+ 3,215); масса ГО =2,5т
ВВ В таком случае мы можем увеличить стартовую массу второго ракетного блока на 107,8т То есть, увеличить стартовую массу 2 рак. блока до 276,1т
Стартовая масса второго ракетного блока составит 61% от массы первого рак. блока
Первая ступень (УИТ=301с) ОХС=2200м/с
Вторая ступень (УИТ=332с) ОХС=4330м/с
Третья ступень (УИТ=325с) ОХС=2993м/с
Суммарная ОХС =9523м/с
ВВ В таком варианте РН типа "Протон-М" выигрывает у "Ангары-А5" по суммарной ОХС 200м/с и по массе КА +1,1т

ВВ На второй ракетный блок просятся два ЖРД первой ступени с суммарной тягой
390 тс(сопло двигателя выполняется несколько длиннее за счёт добавки РОН)
ВВ Баковая система второго ракетного блока выполняется конструктивно подобной баковой системы первого ракетного блока.
ВВ РН типа "Протон-М" может запускаться с Плесецка
ВВ Необходимо создать стартовое сооружение для запусков РН типа "Протон-М" с космодрома Восточный. В таком варианте исключается падение сухого первого блока РН типа "Протон-М" в водохранилище Зейской ГЭС.
ВВ Снижение УСВ зависит не от использования материальной части одной ракеты 40 раз, а от серийности изготовления одноразовой ракеты. При изготовлении и запуске 12 "Протонов" в год УСВ минимальна. Увеличении серийности зависит от спроса на глобальном рынке запусков на пусковые услуги. В этом плане Россия шла к завоеванию всего мирового рынка коммерческих запусков.
ВВ Пока не поздно не сделать опрометчивый ход. "Ангара-А5" обречена. Массовое понимание этого наступит где-то к 2020 году

В.В.> ВВ Пока не поздно не сделать опрометчивый ход. "Ангара-А5" обречена. Массовое понимание этого наступит где-то к 2020 году
А-а-а-а...на таком-то уровне я в ракетостроении тоже разбираюсь: "Ну и козлы же все современные ракетостроители, если таких вещей не понимают, какие Я понимаю!"
А Вы, уважаемый, продолжайте бить в набат и глаголом жечь! Может, еще спасете российское ракетостроение? В части массового понимания хотя бы?
С ув.
P.S. Кстати, прежде чем делать такие, шокирующие общественность выводы на основе одного лишь сравнения УИТ, ХС и ПН, сравните циклограммы пуска "Протона" и "Ангары", в частности, когда начинается маневр по тангажу? У Ур-500, емнип, на 12-й с. полета. У "Ангары" - не знаю, и знать не хочу. И еще: в полете РН не только Закон Всемирного Тяготения и законы Ньютона работают. Там еще этот, как его,...Бернулли руку приложил.
С неизменным ув.

В.В.> ВВ "Ангара-А5" Стартовая масса 776,6 т Стартовая тяга 980тс; стартовая перегрузка 1,262
Это данные для какой "Ангары-А5", то есть с каким РБ и какой ПН?

В.В.> Первая ступень (УИТ=301с) ОХС=2781м/с
В.В.> Вторая ступень (УИТ=320с) ОХС=3267м/с
В.В.> Третья ступень (УИТ=325с) ОХС=2882м/с
В.В.> Суммарная ОХС=8930м/с
В.В.> ВВ"Протон-М" с одинаковой массой ПН (25,8т) уступает "Ангаре-А5" по значению ОХС=392 м/с
Что ни о чем не говорит, по крайней мере без величины потерь ХС при выводе.

В.В.> ВВ В таком случае мы можем увеличить стартовую массу второго ракетного блока на 107,8т То есть, увеличить стартовую массу 2 рак. блока до 276,1т
Соответственно, потребуется увеличивать прочность первой ступени, которая должна будет нести на себе на 107,8 тонн больше. Изменится аэродинамика ракеты - станут немного больше аэродинамические потери, потребуются большие управляющие моменты.

В.В.> Первая ступень (УИТ=301с) ОХС=2200м/с
В.В.> Вторая ступень (УИТ=332с) ОХС=4330м/с
У тебя же выше было: В.В.> Вторая ступень (УИТ=320с) ОХС=3267м/с
Отчего здесь произошел рост удельного импульса?

В.В.> ВВ Снижение УСВ зависит не от использования материальной части одной ракеты 40 раз, а от серийности изготовления одноразовой ракеты. При изготовлении и запуске 12 "Протонов" в год УСВ минимальна.
Это - два пути удешевления запусков. Противопоставлять их друг другу не надо.

В.В.> Увеличении серийности зависит от спроса на глобальном рынке запусков на пусковые услуги. В этом плане Россия шла к завоеванию всего мирового рынка коммерческих запусков.
Американцы, производящие большую часть коммерческих ИСЗ, прописывают в своих контрактах запуск с территории США, и не пускают на территорию США чужие ракеты-носители. Так что с завоеванием всего мирового рынка коммерческих запусков - "Протону" и любой другой не-американской ракете-носителю ничего не светит.
В моей реальности, во всяком случае. Если в вашей параллельной реальности ситуация другая - я рад за вас.

В.В.> ВВ Пока не поздно не сделать опрометчивый ход. "Ангара-А5" обречена. Массовое понимание этого наступит где-то к 2020 году
"Ангара-А5" затачивается для полетов на высокие орбиты, геостационар или как минимум геопереходная. В этом качестве она уже лучше "Протона-М". С КВТК ее преимущество станет подавляющим. В случае реализации перелива на нижних ступенях, как я показал, как надеюсь, ее преимущество над "Протоном-М" по массе, выводимой на эти орбиты, будет примерно двухкратным.

ВВ Необходимо сравнивать при одинаковой стартовой массе "Ангара-А5" и РН типа "Протон-М". Это 778,572т. В этом случае стартовую тяговооружённость РН типа "Протон-М" снижаем до 1,3127.Масса второго блка РН "типа" увеличивается до 250,125 т
Также нужно сравнивать при одинаковой массе КА. Это 4т
Таким образом, масса орбитального блока для "Ангары-А5"(с КВТК) будет равна 27,73т, а для РН "типа" будет равна26,585т
Расчёт показывает, что "Ангара-А5" тремя ступенями отработает ХС 9143м/с,
а РН типа "Протон-М" отработает ХС 9258,6м/с
То есть, ОХС РН типа "Протон-М" будет на 115м/с больше ОХС "Ангары-А5"
на 115м/с.
Потери. Навскидку: потери скорости при запуске сравниваемых ракет с одного космодрома для "Ангары-А5" будут больше. А за счёт расположения Плесецка значительно севернее Байконура потери ещё больше возрастут.
Это означает, что Плесецк для "Ангары-А5" "заказан".
Восточный для "Ангары-А5" также не является спасением. Но пока миф об эффективности "Ангары-А5", которая якобы больше эффективности рн "Протон-М" будет нагнетаться до полной ликвидации РН "Протон-М" и РБ "Бриз-М". После этого либеральные СМИ будут издеваться над нами, недочеловеками, "по-чёрному"











В.В.> ВВ"Протон-М" с одинаковой массой ПН (25,8т) уступает "Ангаре-А5" по значению ОХС=392 м/с
В.В.> ВВ У РН "Протон-М" избыточная стартовая тяговооружённость. При стартовой перегрузке 1,262 стартовая масса РН типа "Протон-М" может быть 803,762т
В.В.> Стартовая масса ПН 25.8т (22,585+ 3,215); масса ГО =2,5т
В.В.> ВВ В таком случае мы можем увеличить стартовую массу второго ракетного блока на 107,8т То есть, увеличить стартовую массу 2 рак. блока до 276,1т
В.В.> Стартовая масса второго ракетного блока составит 61% от массы первого рак. блока
В.В.> Первая ступень (УИТ=301с) ОХС=2200м/с
В.В.> Вторая ступень (УИТ=332с) ОХС=4330м/с
В.В.> Третья ступень (УИТ=325с) ОХС=2993м/с
В.В.> Суммарная ОХС =9523м/с
В.В.> ВВ В таком варианте РН типа "Протон-М" выигрывает у "Ангары-А5" по суммарной ОХС 200м/с и по массе КА +1,1т
В.В.> ВВ На второй ракетный блок просятся два ЖРД первой ступени с суммарной тягой
В.В.> 390 тс(сопло двигателя выполняется несколько длиннее за счёт добавки РОН)
В.В.> ВВ Баковая система второго ракетного блока выполняется конструктивно подобной баковой системы первого ракетного блока.
В.В.> ВВ РН типа "Протон-М" может запускаться с Плесецка
В.В.> ВВ Необходимо создать стартовое сооружение для запусков РН типа "Протон-М" с космодрома Восточный. В таком варианте исключается падение сухого первого блока РН типа "Протон-М" в водохранилище Зейской ГЭС.
В.В.> ВВ Снижение УСВ зависит не от использования материальной части одной ракеты 40 раз, а от серийности изготовления одноразовой ракеты. При изготовлении и запуске 12 "Протонов" в год УСВ минимальна. Увеличении серийности зависит от спроса на глобальном рынке запусков на пусковые услуги. В этом плане Россия шла к завоеванию всего мирового рынка коммерческих запусков.
В.В.> ВВ Пока не поздно не сделать опрометчивый ход. "Ангара-А5" обречена. Массовое понимание этого наступит где-то к 2020 году