Союз-5 ("Иртыш"), он же Феникс/Сункар

Fakir> ХС-то существенно другая.

ХС для низкой орбиты и межконтинентальной баллистической траектории мало отличаются.

Д.В.> Вполне вероятно, но оптимальные тяговооруженности для МБР получаются другие. Странно, что для тебя это открытие.

Да, для меня это открытие. И почему же оптимальное соотношение масс ступеней оказывается разным?

Д.В.>> Вполне вероятно, но оптимальные тяговооруженности для МБР получаются другие. Странно, что для тебя это открытие.
Старый> Да, для меня это открытие. И почему же оптимальное соотношение масс ступеней оказывается разным?

В общем случае, соотношение ступеней всегда будет разным, поскольку оно зависит от конкретных значений УИ и массового совершенства ступеней РН или МБР. Что касается тяговооруженностей, то они существенно отличаются у МБР и РН из-за существенно различной траектории выведения.

Fakir>> ХС-то существенно другая.
Старый> ХС для низкой орбиты и межконтинентальной баллистической траектории мало отличаются.

Грубо, на 1000 м/с (для МБР с L=10000 км ХС примерно 8000-8300 м/с)

Д.В.> В общем случае, соотношение ступеней всегда будет разным, поскольку оно зависит от конкретных значений УИ и массового совершенства ступеней РН или МБР. Что касается тяговооруженностей, то они существенно отличаются у МБР и РН из-за существенно различной траектории выведения.

Ты на тяговооружённость стрелки не переводи. Ты про соотношение масс ступеней говори. Так чем оптимальное соотношение масс ступеней двухступенчатых МБР отличается от оптимального соотношения масс ступеней двухступенчатых РН. Естественно предназначенных для вывода на ЛЕО?

У меня, кстати, зародилась крамольная мысль что и у трёхступенчатых РН ступени тоже соотносятся как 1 к 4. При прочих равных, естественно.

Д.В.> В общем случае, соотношение ступеней всегда будет разным, поскольку оно зависит от конкретных значений УИ и массового совершенства ступеней РН или МБР.

Саныч, блин!
Заглянул к Брюгге. Если он нам не врёт то у Флакона-9v1.2 в первой ступени 430 тонн топлива а во второй - 108 тонн. Соотношение ровно 1 к 4. Что ты на это скажешь?

Старый> Заглянул к Брюгге. Если он нам не врёт то у Флакона-9v1.2 в первой ступени 430 тонн топлива а во второй - 108 тонн. Соотношение ровно 1 к 4. Что ты на это скажешь?

При этом время работы 1-й ступени значительно меньше чем 2-й (более чем в 2 раза). Там 9 двигателей против 1 жрут.

К чему всё это? Я уже потерял нить вашего спора. Ты в пытаешся в чём-то убедить человека, который произвёл необходимые рассчёты, не производя их сам, это понятно. А в чём? Что все ракеты должны быть одинаковыми?

Fakir>>> ХС-то существенно другая.
Старый>> ХС для низкой орбиты и межконтинентальной баллистической траектории мало отличаются.
Д.В.> Грубо, на 1000 м/с (для МБР с L=10000 км ХС примерно 8000-8300 м/с)

Масса боевого оснащения МБР Титана-2 - 3.7 тонны.
Масса выводимого на ЛЕО корабля Джеминай - 3.8 тонны.
Почему целый километр в секунду разницы в ХС не изменил массу ПН?

zaitcev> К чему всё это? Я уже потерял нить вашего спора. Ты в пытаешся в чём-то убедить человека, который произвёл необходимые рассчёты, не производя их сам, это понятно. А в чём? Что все ракеты должны быть одинаковыми?

Это к тому что вторая ступень Феникса вчетверо меньшая чем первая и с одним двигателем РД-191 вполне будет соответствовать всем историческим и современным тенденциям ракетостроения. А та ступень что на Феникс парят сейчас явно недоразмерена.

А в целом к тому что есть некие оптимальные параметры соотношения ступеней к которым приходят независимо друг от друга разные конструкторские школы разных фирм разных стран.

Д.В.> В каком смысле "на основе чего"? На основе дифуравнений движения РН.
судя по форме ответа,вы пользуетесь софтом, а не считаете самостоятельно?
А какой алгоритм использует софт?
Я спрашиваю потому, что в популярных мурзилках все расчеты 2-ступенчатого носителя ведутся методом взять волюнтаристски и поделить ХС пополам. И далее танцевать от этого. Хотя обоснованность данного волюнтаристского решения ничем не доказана. Более того, как упоминал выше, при попытке взять экстремум функции, решение вышло совершенно иное.
Потому и спрашиваю, на основании чего.

Старый> Ты на тяговооружённость стрелки не переводи. Ты про соотношение масс ступеней говори.

Ты уж определись, о чем ты собрался говорить - сам-то ты с тяг начал:
Старый>> Не знаю. Вроде хотят РД-0124. Я бы поставил РД-191.
Полл> Если исходить из принятой на сегодня практики тяговооруженности ступеней, там нужна тяга около 80 тонн.

Если исходить из практики массовых двухступенчатых (и не только) ракет - Титан, Циклон, CZ, Ариан-1-4 и т.д. то тяга первой и второй ступени различаются в 4 раза. Даже у Союза и Протона. И всё нормально прокатывает. Так что РД-171 на первой и его четвертинка - РД-191 на второй ступени прокатят отлично. К тому ж будет хорошая унификация с трёхблочным вариантом.


Старый>Так чем оптимальное соотношение масс ступеней двухступенчатых МБР отличается от оптимального соотношения масс ступеней двухступенчатых РН. Естественно предназначенных для вывода на ЛЕО?

Конкретными значениями соотношения ступеней, которые в общем случае разные для конкретных ракет.

Старый> У меня, кстати, зародилась крамольная мысль что и у трёхступенчатых РН ступени тоже соотносятся как 1 к 4. При прочих равных, естественно.

А при прочих разных?

Д.В.>> В общем случае, соотношение ступеней всегда будет разным, поскольку оно зависит от конкретных значений УИ и массового совершенства ступеней РН или МБР.
Старый> Саныч, блин!
Старый> Заглянул к Брюгге. Если он нам не врёт то у Флакона-9v1.2 в первой ступени 430 тонн топлива а во второй - 108 тонн. Соотношение ровно 1 к 4. Что ты на это скажешь?

Скажу, что ты:
- путаешь соотношение запасов топлива с соотношением ступеней
- неправильно считаешь соотношение ступеней.
У Ф-9 FT соотношение ступеней (Мо1/Мо2)= 549/140,5=3,91.
У Феникса, соответственно примерно 520/(60+7,1+17)=6,18

А вот для Протона (с точностью ±3-4%): Отношение масс 1 ст к массе 2 = 2,85; отношение массы 2 ст к массе 3 ст = 3,33; отношение массы 3 ст к массе ПГ = 3,21

Старый> Почему целый километр в секунду разницы в ХС не изменил массу ПН?

Потому что у Титан 2 дальность в районе 16 000 км (а не 10-11 тыс. как для типовой современной МБР).

Старый> Это к тому что вторая ступень Феникса вчетверо меньшая чем первая и с одним двигателем РД-191 вполне будет соответствовать всем историческим и современным тенденциям ракетостроения. А та ступень что на Феникс парят сейчас явно недоразмерена.

Ты бы хоть какие-то расчеты привел, а не манипулировал. Пока что все расчеты показывают, что РД-191В на 2-й ступени избыточен и ведет к падению Мпг и росту стоимости. Как раз из-за неоптимальной тяги.


Старый> А в целом к тому что есть некие оптимальные параметры соотношения ступеней к которым приходят независимо друг от друга разные конструкторские школы разных фирм разных стран.

"Некие оптимальные параметры" считаются всякий раз при проектировании новой ракеты, а не берутся в готовом виде из статистики или еще откуда.

Bredonosec> судя по форме ответа,вы пользуетесь софтом, а не считаете самостоятельно?
Bredonosec> А какой алгоритм использует софт?

Это достаточно известный софт, известный как "Спредшит Ратмана" (с доработками в части моделей атмосферы и аэродинамического сопротивления+с добавленными модулями модели массовых соотношений, связывающих безразмерные или относительные проектные параметрами с абсолютными массами), который в MS EXCEL интегрирует упрощенные уравнения движения методом Эйлера (если память не изменяет).

Соответственно, в результате решения системы дифуравнений движения (с использованием солвера - встроенная функция "Поиск решения" в русскоязычном Экселе) на выходе получаются:
- кинематические параметры движения (в т.ч. конечные скорости, высоты разделения ступеней и высоты апогея и перигея орбиты)
- параметры квазиоптимальной программы тангажа
- летные характеристики (скоростной напор и продольные перегрузки)
- алгоритмически вычисленное значение целевой функции, по которой оптимизируются основные проектные параметры (ОПП).

В общем случае, вектор ОПП состоит из:
- относительных конечных масс ступеней (отношение конечной массы ступени к ее начальному значению, т.е. величина обратная числу Циолковского в одноименной формуле);
- начальные перегрузки (тяговооруженности ступеней)
- параметры программы угла тангажа (максимальный угол атаки на участке 1-й ступени, начальное значение угла тангажа вначале 2-й ступени и конечное значение угла тангажа в конце последней ступени).

Аналитические методы основаны на использовании формулы Циолковского, элементарных массовых соотношений и метода неопределенных множителей Лагранжа и приводят к соотношениям чисел Циолковского (типа того, что я давал, кажется, на 7 странице). Они хороши (дают адекватный результат по распределению масс ступеней) для прикидки на "пальцах", в основном для простейших схем (тандем с последовательной работой ступеней, для более сложных схем - пакет, пакет с переливом и т.п. - результат уже может заметно отличаться от реальности). Более подробно можно посмотреть (с учетом вывода) здесь:


Также рекомендую Феодосьева "Основы техники ракетного полета", Сердюк "Проектирование средств выведения КА".

К сожалению, аналитические способы не дают возможности определить ни оптимальную программу тангажа, ни (что более важно) оптимальные значения тяговооруженности ступеней. Это можно сделать, только с использованием усложненных моделей, в т.ч. с применением численных методов. Подробно методика описана в известном учебнике для втузов "Основы проектирования ЛА (транспортные системы)" под редакцией Мишина (у меня издание 1985 г. в дежавю) - был доступен в инете.

Bredonosec> Я спрашиваю потому, что в популярных мурзилках все расчеты 2-ступенчатого носителя ведутся методом взять волюнтаристски и поделить ХС пополам. И далее танцевать от этого. Хотя обоснованность данного волюнтаристского решения ничем не доказана. Более того, как упоминал выше, при попытке взять экстремум функции, решение вышло совершенно иное.


Я уже писал, что эта метода вытекает из частного случая равенства пустотных УИ ступеней и конструктивного совершенства их ракетных блоков. Может использоваться в качестве нулевого приближения для грубой оценки РН с одинаковыми компонентами топлива на всех ступенях, но не более того.

В реальной практике при выборе ОПП приходится учитывать массу ограничений (на предельно допустимую перегрузку, максимальный скоростной напор, скоростной напор при разделении ступеней, дальность падения отделяемых частей, на изгибающие нагрузки и т.п.). Все они могут "увести" проектные параметры довольно далеко от теоретического оптимума. Выручает, однако, известное поведение функции в окрестностях экстремума (как квадратичная функция). поэтому даже заметное отклонение какого-либо проектного параметра от оптимального значения на пару десятков процентов может изменить значение целевой функции на несколько процентов. Что облегчает работу проектанта.

Еще один момент: все указанные выше расчеты приведены для случая непрерывного прямого выведения на орбиту. Но есть еще схемы с "баллистической паузой" и "пунктирные" (полет с малой тягой). Они могут внести заметные коррективы в оптимальные параметры, особенно для верхних ступеней.

Старый> Заглянул к Брюгге. Если он нам не врёт то у Флакона-9v1.2 в первой ступени 430 тонн топлива а во второй - 108 тонн. Соотношение ровно 1 к 4.
Старый> Это к тому что вторая ступень Феникса вчетверо меньшая чем первая и с одним двигателем РД-191 вполне будет соответствовать всем историческим и современным тенденциям ракетостроения. А та ступень что на Феникс парят сейчас явно недоразмерена.

Буду отталкиваться от тех же цифр, что и ДмитрийВ, тем более тех, что можно подсмотреть на сайте самого SpaceX. Соотношение для ступеней 1:3.91, и, как заметил zaitcev, на первой ступени стоит девять Мерлинов с тягой 8,227kN, а на второй один высотный с тягой 934kN. Т.о. соотношение тяг 1:8.81.
Тогда Феникс по Старому должен иметь вторую ступень в 133т и тягу двигателя 806.2/8.81= 91.51тс.
Тяга РД-191 212.6тс. Т.е. предлагается задросселировать его более чем в два раза?
Я правильно понимаю?
Соотношение тяг 1 и 2 ступеней Протона 4.18, 2 и 3 - 3.91.
Возникло желание поверх второй ступени Феникса по Старому, поставить третью, которая вторая на картинках

Alexandrc> Возникло желание поверх второй ступени Феникса по Старому, поставить третью, которая вторая на картинках

Это... А мерлин который на второй не дросселируется?

Д.В.> Ты уж определись, о чем ты собрался говорить - сам-то ты с тяг начал:
[b]Старый>>> Не знаю. Вроде хотят РД-0124. Я бы поставил РД-191.

Я ж тебе сразу сказал: я бы сделал вторую ступень в 4 раза меньше первой и поставил на неё двигатель в четыре раза меньше чем на первой. Как у всех нормальных людей.


Д.В.> А при прочих разных?

А при прочих разных - нет.

Leonar> Это... А мерлин который на второй не дросселируется?

Под рукой нет профиля и в мануале написано мол работа второй ступени уникальна при каждом выведении. Но там же указан диапазон тяги от 210,000lbf до 81,000lbf. Если грубо, то дросселируется до уровня РД-0124.

Старый> Я ж тебе сразу сказал: я бы сделал вторую ступень в 4 раза меньше первой и поставил на неё двигатель в четыре раза меньше чем на первой. Как у всех нормальных людей.

Э? На Ф9 тяга двигателя второй ступени в 8.81 раза меньше тяги двигателей первой ступени. На Атлас-5 401 - ≈39 раз, 5H2 - ≈59 раз.
Ладно на Атласе разные топливные пары, так у Дельты IV внизу водород и тяга в ≈32 раза больше. У Heavy - в ≈113 раз.
Т.е. эти ненормальные, а какие тогда нормальные из сейчас использующихся?

PS Старый то про ступени говорит, то про топливо на них. Так у этих "ненормальных" может и по топливу быть не 4, а 284/21≈13.5 или 202/20.4≈9.9 раза.

Alexandrc> Э? На Ф9 тяга двигателя второй ступени в 8.81 раза меньше тяги двигателей первой ступени. На Атлас-5 401 - 39 раз, 5H2 - 59 раз.
Alexandrc> Т.е. эти ненормальные,
Тут Старый прав, Атлас и Дельта ненормальные ракеты. Они создавались из расчета на Центавр в качестве второй ступени из-за чего у них переразмерена первая ступень.
По распределению ХС по ступеням Атлас и Дельта полная противоположность Фалкону:
7км/с+4км/с vs 4км/с+7км/с

Alexandrc>> Э? На Ф9 тяга двигателя второй ступени в 8.81 раза меньше тяги двигателей первой ступени. На Атлас-5 401 - 39 раз, 5H2 - 59 раз.
Alexandrc>> Т.е. эти ненормальные,
Divergence> Тут Старый прав, Атлас и Дельта ненормальные ракеты. Они создавались из расчета на Центавр в качестве второй ступени из-за чего у них переразмерена первая ступень.

Так может это Ф9 ненормальная ракета? Все нормальные люди ставят вторую водородную ступень и первую делают под неё

Я просил примеры реально сейчас летающих двухступенчатых ракет, у которых соотношения массы ступеней/топлива и тяги двигателей 1:4 (специально уточняю).

Alexandrc> Так может это Ф9 ненормальная ракета?
Вполне возможно, ведь она "затачивалась" на возврат первой ступени.

Аlexandrc> Так может это Ф9 ненормальная ракета? Все нормальные люди ставят вторую водородную ступень и первую делают под неё

Тогда сходу объявляем Циклоны, Флаконы, Фениксы, Зениты и т.д. ненормальными ракетами и закрываем тему.
Мы говорим о двухступенчатых ракетах БЕЗ ВОДОРОДА или уже о чёмто другом? Мы говорим о Фениксе/Союзе-5 или уже о чёмто другом?


Alexandrc> Я просил примеры реально сейчас летающих двухступенчатых ракет, у которых соотношения массы ступеней/топлива и тяги двигателей 1:4 (специально уточняю).

Фалкон-9v1.2. Первая ступень - 432 тонны топлива, вторая ступень - 108 тонн топлива. Делить 432 на 108 будем в столбик?