Союз-5, он же Феникс/Сункар

Новая российская ракета, реинкарнация Зенита
Теги:космос
 
1 7 8 9 10 11 40
+
+1
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
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.
 
 54.054.0
RU Leonar #25.06.2017 11:38  @Divergence#25.06.2017 10:08
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
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
 11.011.0
RU Полл #25.06.2017 11:44  @Полл#25.06.2017 11:34
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
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.
 54.054.0
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
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?
 11.011.0
+
+1
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
идея вот была
с переделанными боковушками от Союза
НОО 200*200 км * 51 град. с Байконура:

С двумя: 20437 кг
С тремя: 21991 кг
С четырьмя: 23509 кг
С пятью: 24991 кг
С шестью: 26433 кг

На ГПО-1800 с Байконура:

С двумя: 6126 кг
С четырьмя: 7258 кг




старт родной не пойдет конечно
но в стройчасть Союза
т.е. вполне при списании и модернизации старта можно переделать...
мне видится установщик аки Зенитовский чутка побольше и в корме мини блок Я со всеми горловинами/ кабель мачтой и т.п. интерфейсы подключаемыми в МИК
 

 11.011.0
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
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.
 
 54.054.0
LT Bredonosec #25.06.2017 12:41  @Полл#25.06.2017 11:34
+
-
edit
 
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..
Voeneuch, учи физику, манажор ))  26.026.0
RU trainer #25.06.2017 12:57  @Bredonosec#25.06.2017 12:41
+
-
edit
 

trainer

втянувшийся

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.

Как открыть файл ODS в Excel

ODS – известный свободный формат электронных таблиц. Но существуют способы открытия документов с этим расширением и в программе Excel. //  lumpics.ru
 
Во имя Ctrl, Alt и святаго Del. Enter!
 51.0.2704.7951.0.2704.79
RU Varkadak #25.06.2017 13:30  @Дмитрий В.#23.06.2017 20:37
+
-
edit
 

Varkadak

втянувшийся

РД-171 считался форсированным на 10% на старте?

Д.В.> Тяга в 60 тс близка к оптимальной для РН размерности "Зенита"-"Сункара":
Прикреплённые файлы:
mupg.jpg (скачать) [640x313, 23 кБ]
 
 
 35.035.0
RU Полл #25.06.2017 14:25  @Полл#25.06.2017 12:29
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
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.
 54.054.0
UA Divergence #25.06.2017 14:41  @Полл#25.06.2017 11:34
+
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
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.
 58.0.3029.11058.0.3029.110
LT Bredonosec #25.06.2017 15:45  @Divergence#25.06.2017 14:41
+
-
edit
 
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.
Voeneuch, учи физику, манажор ))  26.026.0
RU Полл #25.06.2017 16:16  @Bredonosec#25.06.2017 15:45
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
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.
 54.054.0
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
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
 41.041.0
Это сообщение редактировалось 25.06.2017 в 17:48
+
+1
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
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.
Прикреплённые файлы:
DiagSunkar.jpg (скачать) [895x719, 55 кБ]
 
 
 54.054.0
LT Bredonosec #25.06.2017 18:19  @Полл#25.06.2017 16:16
+
-
edit
 
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?
Voeneuch, учи физику, манажор ))  26.026.0
RU Полл #25.06.2017 18:29  @Bredonosec#25.06.2017 18:19
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
Bredonosec> Паш, а у тебя мыло не сменилось с давних лет?
Скидывай письмо через форумную почту, там разберемся.
 54.054.0
RU Дмитрий В. #25.06.2017 20:34  @Varkadak#25.06.2017 13:30
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

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

Нет, стандартный.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #25.06.2017 21:08  @Полл#25.06.2017 11:44
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

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
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #25.06.2017 21:15  @Divergence#25.06.2017 14:41
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

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.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #25.06.2017 21:16  @Bredonosec#25.06.2017 15:45
+
+1
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

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.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
+
-1
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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? :D

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!"
Старый Ламер  11.011.0
RU Старый #28.06.2017 19:12  @Дмитрий В.#23.06.2017 20:37
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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?
Старый Ламер  11.011.0
RU Старый #28.06.2017 19:16  @Дмитрий В.#23.06.2017 20:45
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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?
Старый Ламер  11.011.0
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU Старый #28.06.2017 19:19  @Дмитрий В.#23.06.2017 20:47
+
-1
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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.
Старый Ламер  11.011.0
1 7 8 9 10 11 40

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru