Союз-5 ("Иртыш"), он же Феникс/Сункар

zaitcev> Таким образом, имеет смысл для новой ракеты сделать переразмерную первую ступень.
Продолжение кейса с расчетом оптимума распределения ХС по ступеням внезапно пересеклось с этим утверждением.
Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:

Сама таблица (LibreOfficeCalc, цикл настроен на 1000) в аттаче.

Д.В.>> По расчету трудоемкость изготовления двух РД0124 несколько меньше, чем одного РД-191.
Divergence> Какая религия запрещает вместо двух РД0124 запилить один однокамерный высотник с тягой в 60-70 тонн?

так это же сиречь новый двигатель, другие сроки, другие деньги...
не, может быть так и будут выдавливать двигателестроители
денег просить

Полл> Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:
Причина, как я понимаю, в удельной тяге движков: высокая, около 200, у семейства РД-170, и низкая, около 20, у семейства РД-0124. И обратном соотношении удельного импульса, который выше у семейства РД-0124, чем у РД-170. Особенно с учетом того, что РД-170 приходится работать с малой высоты, от старта, где УИ для любого ракетного двигателя ниже, чем в пустоте.
Возможно, если добавить в расчет гравитационные и иные потери, оптимум опять сместится.
З.Ы. На графике ПН - 5 тонн, dV=8400.

Полл> Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:
а в распределении масс топлива по ступеням как нарисуется?

Полл>> Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:
Leonar> а в распределении масс топлива по ступеням как нарисуется?
Как 313,42 т на первой и 115,86 т на второй для ПН в 19 т и dV=8400 м/с.
Стартовая тяга при этом потребна 780 тн, но думаю, и на 740 взлетим, с учетом УИ первой ступени взятой в 320 с, а при уточнении должно стать побольше.
А вот на второй ступени потребна тяга 110-114 тонн. 15 камер от РД-0124. 1 групп из 3 управляемых камер, и 3 группы по 4 неуправляемых, отключаемых для дросселирования тяги - как пример.
В аттаче - таблица с этим расчетом.

Полл> Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:
О!!!! А в экселе нет? У меня ОО не стоит..

Полл>> Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:
Bredonosec> О!!!! А в экселе нет? У меня ОО не стоит..
Формат ОDS открытый и Excel уже много лет как умеет его открывать.

РД-171 считался форсированным на 10% на старте?

Д.В.> Тяга в 60 тс близка к оптимальной для РН размерности "Зенита"-"Сункара":

Полл> Как 313,42 т на первой и 115,86 т на второй для ПН в 19 т и dV=8400 м/с.
Тяга взлетная - 740 тн, под РД171М, перегрузка в конце участка первой ступени - 4g, дросселирование не нужно.
Тяга второй ступени - 132-134 тн, потребное количество камер от РД-0124 - 18 штук.
Или нужны 4 обжатых и упрощенных неких "РД-0124М" с неуправляемыми камерами и без дросселирования, и два движка на основе камеры от РД-0124, управляемыми в двух плоскостях, для руления ступенью.
Перегрузка к концу работы второй ступени - 2,5g, опять же дросселирование не требуется.

Полл> Продолжение кейса с расчетом оптимума распределения ХС по ступеням внезапно пересеклось с этим утверждением.
Полл> Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:
Самое смешное, что внезапно.
Если бы ты случайно взглянул на Фалкон 9 ( есть такая РН), то внезапно бы увидел распределение ХС 4000 м/с + 7000 м/с.

Divergence> Самое смешное, что внезапно.
внезапно потому, что традиционно в этой и близких темах рассматривалась а-приорная позиция, что оптимум находится на 50%-50%.
взятая, вероятно, из учебничных описаний, где расчет брался волюнтаристским делением ХС пополам и танцеванием далее от этого.

Bredonosec> внезапно потому, что традиционно в этой и близких темах рассматривалась а-приорная позиция, что оптимум находится на 50%-50%.
Бред, наш новичок из Украины, пока еще мифы из головы вытрясет, не дави на него.

Divergence> увидел распределение ХС 4000 м/с + 7000 м/с.
То есть у "Фалькона 9" ХС - 11 км/с? Крутая РН!
У ракет-носителей, выводящих на орбиты вокруг Земли, потребная ХС около 8 км/с. У "Фалькона 9" распределение как раз близкое к "табличному" оказывается, 50% на первой ступени (чуть более 4 км/с) и 50% на второй.

Полл> То есть у "Фалькона 9" ХС - 11 км/с? Крутая РН!
А вы учли потери гравитационные?
А у флакона еще и на посадку топляк
Для сатурна 5 было около 1600м/с

Дем> Союз-5 - ракета на метане. А Сункар - на РД-171
Дем> https://habrastorage.org/.../e3a/53bf7fe3a2ac8b036788b7711c0c5a80.jpg
А теперь обратная задача: берем данные от реальной ракеты, и смотрим, куда они попадают.
Во вложении.
Попадают они далеко от оптимума по выводимой массе.
Зато оказываются очень близко по оптимальной мощности двигателей ступеней к реально существующим мащинам. Если РД-0124 сумеют все же сдублировать.

Полл> Бред, наш новичок из Украины, пока еще мифы из головы вытрясет, не дави на него.
Паш, а у тебя мыло не сменилось с давних лет?

Bredonosec> Паш, а у тебя мыло не сменилось с давних лет?
Скидывай письмо через форумную почту, там разберемся.

Varkadak> РД-171 считался форсированным на 10% на старте?

Нет, стандартный.

Полл>> Потому что оптимум этот внезапно нарисовался в распределении ХС как 35% на 1 ступени и 65% - на 2 ступени:
Полл> Причина, как я понимаю, в удельной тяге движков: высокая, около 200, у семейства РД-170, и низкая, около 20, у семейства РД-0124. И обратном соотношении удельного импульса, который выше у семейства РД-0124, чем у РД-170. Особенно с учетом того, что РД-170 приходится работать с малой высоты, от старта, где УИ для любого ракетного двигателя ниже, чем в пустоте.
Полл> Возможно, если добавить в расчет гравитационные и иные потери, оптимум опять сместится.
Полл> З.Ы. На графике ПН - 5 тонн, dV=8400.

Удельная масса собственно двигателя РД-171М примерно 0,0139 (отношение веса залитого к тягу у земли). С учетом различных систем - до 0,017 (отношение тяги на старте к весу залитого примерно 60).Удельная масса РД0124 с вспомогательными системами - не хуже 0,025 (отношение тяги к массе примерно 40).
Потребная ХС для НОО обычно в районе 9000-9200 м/с для старта из Байконура.

Если рассматривать конкретно "Союз-5" ("Сункар"), то его основные проектные параметры (относительные конечные массы ступеней, определяющие РЗТ), скорее всего оптимизировались по критерии "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". По моим прикидкам, при Мст=520 т, оптимальная доля в ХС 1-й ступени 0,54, тогда как у "Сункара" примерно 0,52

Divergence> Если бы ты случайно взглянул на Фалкон 9 ( есть такая РН), то внезапно бы увидел распределение ХС 4000 м/с + 7000 м/с.

Это при полете на ГПО.

Bredonosec> внезапно потому, что традиционно в этой и близких темах рассматривалась а-приорная позиция, что оптимум находится на 50%-50%.

Прикольно. Ведь это "50 на 50" получается только в ОЧЕНЬ частном случае (равенство пустотных УИ и массового совершенства обеих ступеней), что на практике практически не встречается.

Старый>> Поэтому если уж ктото решил заморочиться с криогенным горючим с низкой плотностью то он сразу берётся за водород
OlM> Объективность и Старый несовместимы.

Не понял. Что ты в моём тексте увидел необъективного? Отношение к метану и водороду? Моё или всего мира?
Весь мир применяет водород но не применяет метан - ты считаешь что необъективно отношение к метану всего мира?

OlM> Сравнивать заморочки по криогенным свойствам метана и водорода - это как... люди взрослые - сами знаете.

Все взрослые дяденьки всего мира предпочитают морочиться с водородом и НЕ морочиться с метаном. Видимо просто забыли спросить твоё мнение что проще и выгоднее. Ты решил раскрыть им глаза?

OlM> Сравните температуру кипения метана.
OlM> Может быть тогда и от жидкого кислорода отказаться?

Что это было? Попытка сострить? Ты к кому обращался?
Напомню текст на который ты отвечал:
Старый>> Поэтому если уж ктото решил заморочиться с криогенным горючим с низкой плотностью то он сразу берётся за водород

Весь мир в качестве криогенного горючего применяет водород и не применяет метан. Неужели этого можно не знать? Неужели можно набраться наглости не просто оспаривать этот факт но ещё и тупить и паясничать на эту тему?

Ты решил обратиться к ракетчикам всего мира? Рассказать им про объективность? Ты вдруг узнал температуру кипения водорода и метана и решил осчастливить мир своим открытием? Предложить ракетчикам мира сравнить температуру кипения водорода и метана? Затупить про отказ от кислорода? Ты сам то понял о чём ты вообще молол?

Если ты не в состоянии понять почему весь мир применяет водород но не применяет метан то это исключительно твои проблемы. Я могу тебе попробовать разжевать почему так, раз уж ты не понял сразу, но для этого ты должен попросить вежливо. А если ты считаешь себя умным а весь мир дураками то так и будешь бегать по форумам: "Мнение ракетостроителей необъективно! Надо применять метан! Верую в метан! Верую ибо абсурдно!"

Д.В.> Тяга в 60 тс близка к оптимальной для РН размерности "Зенита"-"Сункара":

А для ракет размерности Циклона, Протона, Арианы-1-4, CZ-2-4, Титана и всех прочих? Для них как? Их тяга второй ступени близка к оптимальной? Или это коллективный заговор?
Что касательно Зенита. Для какой орбиты рассчитанная тобой тяга близка к оптимальной?

Д.В.> Нет. Такое соотношение более характерно в основном для РН, созданных на базе МБР, для которых оптимальная (по МюПГ) тяговооруженность 2-й ступени достигает 3-3,5 единиц:

Так стало быть эта тяговоружённость оптимальна по МюПГ? И чем же ты недоволен? Ты предлагаешь снизить тягу с целью уменьшить МюПГ или я чтото не понял?
Ты внятно объясни: по твоему из каких соображений разработчики всех перечисленных мною ракет оснастили их такими большими вторыми ступенями?

Д.В.> А у Зенита РЗТ и тяга второй ступени переразмерены из-за транспортных ограничений. Из-за чего Мпг на НОО всего лишь 13,7 т, тогда как мог бы вывести все 15 при оптимизации.

Для какой орбиты вторая ступень переразмерена то? Для ЛЕО 51 градус или для круговой 1000 км 71 градус? Для круговой ступень должна быть как у Космоса-3М и та что у Зенита действительно переразмерена.

Ты ж не объяснил для какой орбиты оптимизирован Зенит а вешаешь тут людям лапшу про переразмеренность.