[image]

Союз-5, он же Феникс/Сункар

Новая российская ракета, реинкарнация Зенита
Теги:космос
 
1 13 14 15 16 17 47
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
OlM> Загнанный пони Илон Маск взялся сначала делать Raptor на водороде, но потом "дудачок" перескочил на метан.
OlM> А ну да, очередное исключение...

Вот как доскочит так и приходи. А пока никаких исключений, Флакон-9 сделан именно так как я и объясняю.

OlM> Старый если ты такой умный, то почему Илон Маск богатый?

Потому что делает ракеты как положено - на керосине, с соотношением запаса топлива 4 к 1 и с тяговооружённостью разгонного блока вдвое меньше чем у орбитальной ступени. И не слушает разных форумных клоунов. А ты думал почему? ;)
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Дмитрий В. #06.07.2017 18:11  @Старый#05.07.2017 16:08
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Может оказаться а может и не оказаться. Даже если применить дросселирование центрального блока (что само по себе весьма сомнительно) то получится в лучшем случае 2.5-ступенчатый носитель. А какая у него оптимальная тяговооружённость третей ступени - разработчики Союза, Протона, Арианы-1/4 знают? Или опять весь мир идёт не в ногу? ;)

Пока не в ногу широко шагаешь ты. Ни одной современной двухступенчатой РН с отношением тяг 4:1 так и не нашел. Кстати, ты сам говорил, что в этой теме рассматриваются только 2-хступенчатые РН, не так ли? Тогда зачем ты с упорством маньяка приплетаешь сюда 3-хступенчатые РН (Протон, Союз, Ариан-1/4)? Изволь объясниться! :D

Старый> Слава богу что уже не с увеличением стоимости. :)

Один РД-191 стоит дороже чем 2 РД0124. Хотя и не намного

Старый> А в стоимости и времени разработки выигрыша нет? ;)

Нет. РД0124 также давно разработан. Затраты на обеспечение высотного запуска РД-191 будут того же порядка, что и разработка новых камер для РД0124М. Но в каждом пуске с РД-191 будет тратиться больше, чем с РД0124М. Поэтому "Энергия" и отказалась от варианта с РД-191В, кк негодного.

Старый> Да, а снижение гравитационных потерь ты учитывал?

Разумеется, учитывал (они учитываются в расчете автоматически). Также как и потери на управление, которые с РД-191 будут выше, чем с двумя РД0124М.

Старый> Так же "неэффективно" как и на РД-171. :p

А при чём здесь РД-171М?

Старый> Однако отрадно что про время и стоимость разработки ты уже не вспоминаешь.

Стоимость разработки - в данном случае - относительно небольшая величина, которая оказывает минимальное влияние на стоимость всей транспортной программы. Операционные затраты (изготовление, запуск и т.п.) оказывают гораздо большее влияние.

А вот почему ты забываешь столь любимый тобой показатель удельной стоимости выведения? ;)
   49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Старый #06.07.2017 18:15  @Дмитрий В.#06.07.2017 18:01
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Старый>> Хорошо что не на 200% :)
Д.В.> А тебе хотелось бы на 200?

Нет, мне хотелось бы на 7. А тебе хочется на 20. Но я то тут при чём?

Д.В.> Ну, ты близок к своей мечте: с обычным (невысотным) РД-191 на 2-й ступени Союз-5 не вытягивает и 12 тонн.

Конечно, конечно. Все вытягивают а этот не вытягивает. Законы физики специально прогнулись чтоб твои фантазии стали реальностью.

Д.В.> То есть заведомо не обеспечивает выведения "Федерации", начальная масса которой 16 т. ;)

Я так понимаю т.н. "Федерация" это необходимый фетиш призванный свести концы с концами в твоих теориях?
Не переживай, Федерации не будет. А Феникс будет летать с Си Лонча и Байконура на ГПО. Независимо от твоих Федераций.
Саныч, ты начинаешь деградировать. Если для обоснования твоих теорий тебе потребовался четырёхместный корапь вдвое тяжелее трёхместного то это всё.
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Старый #06.07.2017 18:20  @Дмитрий В.#06.07.2017 18:01
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Д.В.> То есть заведомо не обеспечивает выведения "Федерации", начальная масса которой 16 т. ;)

Саныч, ты с оптимальными да и фактическими тяговооружённостями вторых ступеней разобрался? Или по прежнему 0.3-0.7? ;)
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Leonar #06.07.2017 18:25  @Старый#06.07.2017 17:42
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Старый> Если делать нормальную ступень из соотношения 1 к 4 то нужно 120-150 тонн.
Я когда давно рассчитывал рн с рд 171
То у меня на второй ступени было 80т топлива брал зенитовскую
А в первой 420
С немного более мощным рд 171 в уме
То пн на ноо выходило в 21...22т
   41.041.0
RU Дмитрий В. #06.07.2017 18:31  @Старый#05.07.2017 15:50
+
+1
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Все делают именно так. Как для специально спроектированных МБР так и для специально спроектированных РН (см например Ариану-1/4)

Кто все? Приведи пример современной 2-хступенчатой РН с таким соотношением тяг. Смотрю на Ариан-1/4 и вижу в чистом виде ТРЕХСТУПЕНЧАТУЮ ракету, которая не имеет отношения к теме параметров ДВУХСТУПЕНЧАТЫХ РН. Не можешь свести концы с концами? :p


Старый> Это уже как у опровергателей американцев на Луне: "А дайте мне именно то чего нет!". Нет ни одной современной двухступенчатой РН специально спроектированной для выведения ПН на ЛЕО или суборбитальную траекторию. Все РН и МБР спроектированные для такого условия имели большую вторую ступень с большой тягой.

Ни одна двухступенчатая РН не имеет такого соотношения тяг. Ты так и не смог подобрать примера. Кстати, почему ты обходишь стороной Космос-3М?

Старый> Все проектанты для всех подобных ракет применяли тягу второй ступени равную 1/4 от стартовой. Толи сознательно толи неосознанно - сам определись.

Какие именно проектанты? На каких 2-хступенчатых РН? Приведи уже, наконец, хоть один пример.

Из нелетающих РН приходят в голову только шаттл и Энергия, у которых соотношение тяг было хотя бы более или менее близко к вожделенному тобой соотношению "4 к 1". Но и тут все ясно - они не выводили ПГ напрямую на НОО, а лишь на незамкнутую промежуточную орбиту. При таком способе выведения оптимальная тяговооруженность (по Максимуму МюПГ) может быть заметно больше 1.

Старый> Как ты определил стоимость и узнал что РД-191 дороже чем два РД-0124?

Гугль в помощь:
- стоимость одного РД-191 в 2011 г. 175 млн руб. Двигательная установка. РД-191
- стоимость одного РД0124 в 2011 г. 82 млн руб. Двигательная установка. РД-0124

Расчет трудоемкости по Транскоуст дает примерно те же соотношения.

Старый> Из соображений минимизации времени и стоимости разработки а также обобщения мирового опыта. :p

С чего ты взял, что отработка РД-191 с высотным запуском будет дешевле, чем отработка двухкамерного РД0124? А мировой опыт, увы, твои предположения и "гипотенузы" не подтверждает. ;)
   49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #06.07.2017 18:33  @Старый#06.07.2017 18:20
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Саныч, ты с оптимальными да и фактическими тяговооружённостями вторых ступеней разобрался? Или по прежнему 0.3-0.7? ;)

Я-то давно разобрался. 0,3-0,7- "по-прежнему" для каких именно орбит и критериев?
   49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #06.07.2017 18:43  @Старый#06.07.2017 18:15
+
+1
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Конечно, конечно. Все вытягивают а этот не вытягивает. Законы физики специально прогнулись чтоб твои фантазии стали реальностью.

Отнюдь. Законы физики как раз говорят, что РД-191 на 2-й ступени Союза-5 - наихудший вариант и по энергетике, и по стоимости.

Старый> Я так понимаю т.н. "Федерация" это необходимый фетиш призванный свести концы с концами в твоих теориях?

При чем здесь мои теории? Федерация - это первая полезная нагрузка для Союза-5. И весит она 16 т, то есть ракета-носитель с РД-191 на 2-й ступени ее не выведет. Разве что увеличить стартовую массу до 560-570 т, да задросселировать переразмеренный двигатель (но зачем, если уже есть ЖРД подходящей тяги?).

Старый> Не переживай, Федерации не будет. А Феникс будет летать с Си Лонча и Байконура на ГПО. Независимо от твоих Федераций.

Энергия делает Союз-5 в первую очередь для своего ПТК НП, для чего нужна грузоподъемность не 11-12 т, а как минимум 16. Поэтому на 2-й ступени и не РД-191. И для выведения на ГПО желательно иметь грузоподъемность ближе к 20 т, и поэтому тоже на Союзе-5 нет РД-191.

Старый> Саныч, ты начинаешь деградировать. Если для обоснования твоих теорий тебе потребовался четырёхместный корапь вдвое тяжелее трёхместного то это всё.

У тебя закончились рациональные аргументы? :p И какие такие мои теории? Баллистика и курс проектирования РН - это не мои теории - это учебники. Мои расчеты лишь подтверждают правильность тех результатов, что в них изложена.
Прикреплённые файлы:
analiz.JPG (скачать) [785x384, 33 кБ]
 
 
   49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #06.07.2017 19:06  @Старый#06.07.2017 11:45
+
+1
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Масса второй ступени Зенита - 90 тонн. Это 20% стартовой массы ракеты, 1 к 4.

Ты все-таки определись, что за соотношения ты считаешь :D

Старый> Суммарная тяга двигателей РД-120 и РД-8 - 93 тонны. Тяговооружённость 2 ступени равна 1. (помнишь как Саныч распинался что оптимально 0.3-0.7?) Надо же - и разработчики Зенита тоже сделали неоптимальную с его точки зрения тяговооружённость!

Вообще-то, Саныч не распинался, а приводил результаты расчетов, если ты помнишь. В том числе, я говорил о том, что оптимальные тяговооруженности ступеней РАЗНЫЕ для РАЗНЫХ критериев и РАЗНЫХ высот орбит. Разработчики Зенита сделали его с учетом ограничений. И с учетом переразмеренности второй ступени для задачи выведения на НОО тяговооруженность Зенита как раз близка к оптимальной. Но она вовсе не была равна 1. Тяговооруженность 2-й ступени Зенита-2 = 93/110=0,845. Но если бы вторая ступень была меньше размером, а первая, соответственно, больше, Мпг могла быть и больше. Но при этом ракетный блок 1-й ступени вышел бы за габариты транспортных ограничений.

Старый> Откуда же у Зенита получилось такое большое соотношение тяги первой ступени ко второй? А оттуда что у Зенита нестандарно высокая стартовая тяговооружённость. Обычно у жидкостных ракет стартовая тяговооружённость составляет 1.1-1.25, у Флакона-9 она уже необычно высокая - 1.33, а у Зенита-2 аж целых 1.63! (если брать вакуумную тягу то тяговооружённость Зенита аж 1.77)

У Зенита-2 вполне нормальная тяговооруженность, если оптимизация параметров проводилась по максимизации МюПГ (что вообще говоря вполне логично, поскольку необходимо было обеспечить максимальную массу ПГ при ограниченной стартовой массе).

Старый> Если бы у Зенита была тяговооружённость 1.25 как у большинства ракет то его стартовая тяга была бы около 570 тонн и соотношение тяг примерно 1 к 6.

1,2-1,25 - это типичная тяговооруженность при оптимизации параметров по критерию минимальной стоимости изготовления (или минимальной тяги двигателей при заданной массе ПГ, например). Но Зенит-2 оптимизировался по другим критериям.


Старый> Откуда у Зенита такая тяговооружённость? Вовсе не из соображений оптимизации. Просто первая ступень Зенита это стартовый ускоритель Энергии. И чтобы работать в качестве стартового ускорителя он обязан иметь высокую тяговооружённость. Только и всего.

Не только поэтому. На Зенит-2 были наложены жесткие транспортные ограничения: перевозка собранных ракетных блоков по ж/д без остановки встречного движения.

Старый> Избыточная тяговооружённость Зенита и позволила в частности при том же двигателе увеличить стартовую массу Феникса по отношению к Зениту.

У Зенита тяговооруженность вовсе не избыточная (см. выше).
   49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Старый #06.07.2017 19:11  @Дмитрий В.#06.07.2017 18:11
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Д.В.> Пока не в ногу широко шагаешь ты. Ни одной современной двухступенчатой РН с отношением тяг 4:1 так и не нашел.

Саныч, аллё! Что с распределением топлива по ступеням? Всё? Где официальный слив?
Что с тяговооружённостью вторых ступеней? Всё? Где официальный слив?

Теперь, а чего это ты вдруг начал вставлять оговорку "современной"? В наше время что, законы физики изменились? И современные законы не те что были в 60-х гг?
Ты цепляешься за то что счас не делают двухступенчатых РН рассчитанных на выведение на ЛЕО. И на этой основе пытаешься соскочить. Законы физики, Саныч, не изменились и "современные" РН будут иметь те же относительные параметры что и "несовременные".

Д.В.> Кстати, ты сам говорил, что в этой теме рассматриваются только 2-хступенчатые РН, не так ли?

Я говорил что в этой теме рассматривается Феникс/Союз-5.

Д.В.> Тогда зачем ты с упорством маньяка приплетаешь сюда 3-хступенчатые РН (Протон, Союз, Ариан-1/4)? Изволь объясниться! :D

Ариан-1/4 вполне может рассматриваться как двухступенчатая РН с разгонным блоком, как и Феникс. Так же могут рассматриваться и CZ-2/3.
Протон и Союз привлекаю просто как интересную иллюстрацию, в том числе и иллюстрацию того что даже у трёхступенчатых ракет тяговооружённость даже третьей (!) ступени превышает единицу.

Д.В.> Один РД-191 стоит дороже чем 2 РД0124. Хотя и не намного

Это типа заклинание? Или тебе просто так хочется? ;) Откуда у тебя данные по стоимости двухкамерного РД-0124?

Д.В.> Нет. РД0124 также давно разработан.

РД-0124 двухкамерный? :eek: Ты часом ничего не перепутал? :eek:

Д.В.> Затраты на обеспечение высотного запуска РД-191 будут того же порядка, что и разработка новых камер для РД0124М.

Сам придумал? ;) По другому свести концы с концами в своей теории не получается? ;)
Затраты на высотный запуск РД-191 не будут стоить НИ-ЧЕ-ГО. В сопло вставят вышибную заглушку и будут запускать как на земле.

Д.В.> Стоимость разработки - в данном случае - относительно небольшая величина, которая оказывает минимальное влияние на стоимость всей транспортной программы.

Зато как показывает опыт очень негативно сказывается на времени разработки. Ставить на ракету уже готовый испытанный в полёте двигатель или ждать пока его разработают (у нас можно прождать и 20 лет) - есть разница?

Д.В.> Операционные затраты (изготовление, запуск и т.п.) оказывают гораздо большее влияние.

РД-191 - серийный двигатель находящийся в производстве. Что с серией двухкамерных РД-0124?

Д.В.> А вот почему ты забываешь столь любимый тобой показатель удельной стоимости выведения? ;)

По моим представлениям удельная стоимость выведения снизится. Особенно за счёт унификации с трёхблочным вариантом.
   59.0.3071.11559.0.3071.115
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся

О было считал
Оптимум для второй зенитовской ступени примерно
Но первая длиннющая получается на 21600пн
   41.041.0
RU Старый #06.07.2017 19:18  @Дмитрий В.#06.07.2017 18:33
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Д.В.> Я-то давно разобрался. 0,3-0,7- "по-прежнему" для каких именно орбит и критериев?

Слушай, нас ведь читают и дети, такие как ОИМ. Они ведь тебе могут и поверить. Тебе не стыдно их обманывать? :evil:
Будем перебирать все ракеты и смотреть какая НА САМОМ деле тяговооружённость "низкоорбитальных" ступеней, вторых и третьих?

Д.В.> для каких именно орбит и критериев?

Естественно для выведения на низкую опорную орбиту или на суборбитальную траекторию. Или ты уже про чтото другое? ;)

Д.В.> и критериев?

Критерий один - реальность. Какова НА САМОМ ДЕЛЕ тяговооружённость ступеней предназначенных для выведения на низкую опорную орбиту.

Ты как предпочитаешь - сразу слить или желаешь помучиться? ;)
   59.0.3071.11559.0.3071.115
+
-
edit
 

OlM

втянувшийся

Старый> Научись разговаривать и будет тебе счастье.

:D Хамство, кривляния и оскорбления демонстрируешь здесь только ты.

Старый> Изучаю их мнение выраженное в их изделиях доведённых ими до серийного производства и эксплуатации.

И с пеной у рта истериш, что открыл в их изделиях великую истину. И пытаешься под этим предлогом, не взирая на все разумные доводы, навязать свою точку зрения. Доказывая, что проектанты по Фениксу дураки и не могут узреть очевидную истину, которая открылась старому ламеру с форума авиабазы.

Старый> Я ж тебе и говорю: ты тупое ниухонирыльное хамло появляющееся на форуме только для того чтобы похамить и покривляться. Самому взять и проверить все известные ракеты ...

:D Эй, ты? Белый и пушистый? Ты не удосужился сам этого сделать, выдернул пару примеров, и теперь предлагаешь за тобой проверять всё? :D

Старый> Ещё раз: мнение конструкторов выражено не в учебниках, методичках и монографиях. Мнение конструкторов выражено В ИХ ИЗДЕЛИЯХ ДОВЕДЁННЫХ ИМИ ДО СЕРИЙНОГО ПРОИЗВОДСТВА И ЭКСПЛУАТАЦИИ.

Ты можешь талдычить сои мантры бесконечно. Ещё раз. Где конкретные цифры, ну хотя бы по 10 РН? Соотношение ступеней, соотношения тяг двигателей.

Старый> Это "наблюдение" "обнаружено" всеми специалистами которые спроектировали все летавшие и летающие ракеты. Только безмозглые Шариковы продолжают упираться, мол все дураки и надо не так.

Безмозглыми шариковыми ты называешь тех специалистов, которые проводили ОКР по Фениксу и не смогли этого обнаружить.
И беснуешься от того, что РД-191 на 2-й ступени ННиНШ! :D
   52.052.0
RU Leonar #06.07.2017 19:35  @Старый#06.07.2017 19:11
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Д.В.>> А вот почему ты забываешь столь любимый тобой показатель удельной стоимости выведения? ;)
Старый> По моим представлениям удельная стоимость выведения снизится. Особенно за счёт унификации с трёхблочным вариантом.

а для трехблочного варианта не надо второй этаж ;)
   11.011.0
+
-1
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
OlM> Ты можешь талдычить сои мантры бесконечно. Ещё раз. Где конкретные цифры, ну хотя бы по 10 РН?

Где, где. В интернете! Собери. Хочешь - я сделаю эту работу за тебя. Сколько заплатишь?
Нет денег? Тогда не путайся под ногами и молча смотри как эти цифры будут обсуждать дяденьки Старый и Саныч.
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Старый #06.07.2017 19:53  @Leonar#06.07.2017 18:25
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Leonar> Я когда давно рассчитывал рн с рд 171
Leonar> То пн на ноо выходило в 21...22т

Значит разработчикам Феникса просто не повезло. :)
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Leonar #06.07.2017 19:53  @Старый#06.07.2017 19:18
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Старый> Критерий один - реальность. Какова НА САМОМ ДЕЛЕ тяговооружённость ступеней предназначенных для выведения на низкую опорную орбиту.
Первая ступень — УРМ

Маршевый двигатель РД-180
Тяга 390,2 тс (3,827 кН) (ур. моря)
423,4 тс (4,152 кН) (вакуум)
Удельный импульс 311 с (на уровне моря)
338 с (в вакууме)
Время работы 253 с
Горючее керосин РГ-1
Окислитель жидкий кислород

Вторая ступень (Атлас-5 «XX1») — Центавр

Маршевый двигатель RL-10A-4-2
Тяга 10,1 тс (99,2 кН) (вакуум)
Удельный импульс 451 с
Время работы 842 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
 

Атлас 5
   11.011.0
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Авиабазовский клоун обсуждает ракеты:
OlM> Хамство, кривляния и оскорбления демонстрируешь здесь только ты.
OlM> И с пеной у рта истериш, что открыл в их изделиях великую истину.
OlM> Эй, ты? Белый и пушистый?
OlM> Ты можешь талдычить сои мантры бесконечно.
OlM> Безмозглыми шариковыми ты называешь тех специалистов, которые проводили ОКР по Фениксу и не смогли этого обнаружить.
OlM> И беснуешься от того, что РД-191 на 2-й ступени ННиНШ! :D
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Leonar #06.07.2017 19:55  @Старый#06.07.2017 19:53
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Leonar>> Я когда давно рассчитывал рн с рд 171
Leonar>> То пн на ноо выходило в 21...22т
Старый> Значит разработчикам Феникса просто не повезло. :)

в смысле не повезло?
оптимально для зенита была бы увеличенная ртз первой ступени
но не лезет в габарит

Феникса сделали оптимально для максимально возможного габаритного размера 1ступени и его ртз
   11.011.0
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Что получается когда Шариков начинает рассуждать непосредственно о ракетах:
OlM> Доказывая, что проектанты по Фениксу дураки и не могут узреть очевидную истину, которая открылась старому ламеру с форума авиабазы.
OlM> Безмозглыми шариковыми ты называешь тех специалистов, которые проводили ОКР по Фениксу и не смогли этого обнаружить.

Для Шарикова весь мир идёт не в ногу, в ногу идут только гениальные изобретатели Феникса.
Шариков не различает нереализованный прожект и массовые ракеты доведённые до серийной эксплуатации.

Это классическое поведение шариковых. Они узнают температуру кипения метана и решают что весь мир использует керосин чисто потому что дураки. Они узнают параметры Феникса и решают что весь мир делает неправильно потому что дураки.
Правильно? Умные только Шариков и изобретатели Феникса? А все остальные - дураки?
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Leonar #06.07.2017 20:04  @Старый#06.07.2017 20:02
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Старый> Правильно? Умные только Шариков и изобретатели Феникса? А все остальные - дураки?
изобретатели Атласа - Дураки?
   11.011.0
RU Дмитрий В. #06.07.2017 20:05  @Старый#06.07.2017 19:11
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Саныч, аллё! Что с распределением топлива по ступеням? Всё? Где официальный слив?

Старый, ты уже определился, какие соотношения ты ищешь? А то скачешь с соотношения масс ступеней на соотношения тяг, а с них - на соотношение масс топлива. И где там "4 к 1"? В соотношении масс топлива, ступеней или таки тяг? :D


Старый> Что с тяговооружённостью вторых ступеней? Всё? Где официальный слив?

А что с тяговооруженностью вторых ступеней? Это ты не можешь назвать оптимальных значения для разных случаев. Я все в открытую выложил. Так что там у тебя с тяговооруженностями-то? Изложишь очередную "гипотенузу"?

Старый> Теперь, а чего это ты вдруг начал вставлять оговорку "современной"? В наше время что, законы физики изменились? И современные законы не те что были в 60-х гг?

А какие двухступенчатые РН в 1960-х были разработаны специально, а не на основе БР? И, кстати, что там с соотношением масс и тяг у Космос-3М, к примеру? И зачем ты плетешь сюда "законы физики"?

Старый> Ты цепляешься за то что счас не делают двухступенчатых РН рассчитанных на выведение на ЛЕО.

Не надо мне приписывать своих домыслов. Я ни слова об этом не сказал. Но если тебе нечего сказать про современные двухступенчатые РН, приведи примеры старых космических двухступенчатых РН (заметь, не РН, сделанных на основе двухступенчатых МБР, а специально разработанных для выведения КА на НОО), у которых соблюдалось бы мифическое (или магическое?) "соотношение 4 к 1" (хоть тяг, хоть масс).


Старый> И на этой основе пытаешься соскочить. Законы физики, Саныч, не изменились и "современные" РН будут иметь те же относительные параметры что и "несовременные".

Ну, расскажи нам про "закон физики", согласно которому появляется "магическое соотношение 4 к 1", Готов выслушать.

Старый> Ариан-1/4 вполне может рассматриваться как двухступенчатая РН с разгонным блоком.

Не может. Это в чистом виде 3-хступенчатая РН, которая оптимизировалась для выведения исключительно на ГПО 200х35800 км наклонением около 7 град (без выведения на какую-либо промежуточную орбиту). Ее 3-я ступень, рассчитанная на однократное включение, никаким боком не может считаться КРБ. Так что не наводи тень на плетень


Старый> Протон и Союз привлекаю просто как интересную иллюстрацию, в том числе и иллюстрацию того что даже у трёхступенчатых ракет тяговооружённость даже третьей (!) ступени превышает единицу.

Пакет Союза оптимизировался как 2-хступенчатая МБР, к которой потом приделывались разные 3-и чступени с разными двигателями. И размерность 3-их ступеней оптимизировалась с учетом тяги их двигателей. Поставили бы третью ступень с ЖРД тягой 40 тс увеличился бы и оптимальный запас топлива на ней. Это элементарные вещи. Кстати, тяговооруженность 3-й ступени Союза меньше 1.
Примерно та же история и с Протоном. Проектировался как 3-хступенчатая универсальная ракета (МБР и РН), испытываться начал в двухступенчатом варианте. А в варианте Протон-К получил 3-ю ступень с ЖРД унифицированным с ДУ 2-й ступени. Под его тягу и был выбран оптимальный РЗТ третьей ступени. И, заметь, тяговооруженность 3-й ступени у протона-М - меньше 1 - примерно 0,9.

Старый> Это типа заклинание? Или тебе просто так хочется? ;) Откуда у тебя данные по стоимости двухкамерного РД-0124?

Ну, как раз по твоей же теории: меньше элементов, меньше технологических операций. Более крупная камера проще технологически (нет проблемы забивания припоем мелких каналов охлаждения, например). А, по-твоему как?

Старый> РД-0124 двухкамерный? :eek: Ты часом ничего не перепутал? :eek:

А что, РД-191 с высотным запуском уже отработан?

Старый> Сам придумал? ;) По другому свести концы с концами в своей теории не получается? ;)

Отнюдь.Стоимость разработки, в основном, определяется стоимостью изготовления и объемом стендовых испытаний. А он будет примерно тем же.

Старый> Затраты на высотный запуск РД-191 не будут стоить НИ-ЧЕ-ГО. В сопло вставят вышибную заглушку и будут запускать как на земле.

Для человека, который не делает сам, все - проще некуда :D Что-то напоминает с ФНК дискуссию про "простоту" повторного запуска 3-й ступени Протона :p

Старый> Зато как показывает опыт очень негативно сказывается на времени разработки. Ставить на ракету уже готовый испытанный в полёте двигатель или ждать пока его разработают (у нас можно прождать и 20 лет) - есть разница?

Самый сложный агрегат для отработки - ТНА. Он уже есть.

Д.В.>> Операционные затраты (изготовление, запуск и т.п.) оказывают гораздо большее влияние.
Старый> РД-191 - серийный двигатель находящийся в производстве. Что с серией двухкамерных РД-0124?

РД-191 с высотным запуском тоже нет в серии. А даже если поставить на Союз-5 один серийный РД0124, он все равно даст лучший результат. При экономии в деньгах.

Д.В.>> А вот почему ты забываешь столь любимый тобой показатель удельной стоимости выведения? ;)
Старый> По моим представлениям удельная стоимость выведения снизится. Особенно за счёт унификации с трёхблочным вариантом.

С какого бодуна она снизится при росте стоимости производства и заметном уменьшении Мпг? Это же арифметика, Старый!
   49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Старый #06.07.2017 20:15  @Leonar#06.07.2017 19:55
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Leonar>>> Я когда давно рассчитывал рн с рд 171
Leonar> Leonar>> То пн на ноо выходило в 21...22т
Старый>> Значит разработчикам Феникса просто не повезло. :)
Leonar> в смысле не повезло?

Не повезло что у них не оказалось такого конструктора который спроектировал бы Феникс на 21 т ПН. У них получилось только 17. :(
;):)

Leonar> оптимально для зенита была бы увеличенная ртз первой ступени
Leonar> но не лезет в габарит

Оптимально для Зенита было бы увеличить РЗТ на обеих ступенях и увеличить тягу второй ступени.
А габарит тут не при чём. Первая ступень не могла быть больше так как она являлась боковым блоком для Энергии и это определило её параметры. Тут или разунифицировать с Энергией или оставлять как есть.

Leonar> Феникса сделали оптимально для максимально возможного габаритного размера 1ступени и его ртз

У Феникса первая ступень стыкуется на космодроме из двух частей. Габаритное ограничение не действует, что и позволило увеличить на ней РЗТ.
Параметры Феникса подогнали под выбранный двигатель для второй ступени. Тяга двигательной установки ограничена 60 тоннами, тяговооружённость второй ступени не может быть меньше единицы, это и определило размерность второй ступени. Всю остальную массу ракеты задвинули в первую ступень, благо габаритное ограничение снято.
   59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Старый #06.07.2017 20:17  @Leonar#06.07.2017 20:04
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Старый>> Правильно? Умные только Шариков и изобретатели Феникса? А все остальные - дураки?
Leonar> изобретатели Атласа - Дураки?

А что не так с Атласом? :eek: Опять разгонный блок и геопереходная орбита не те? ;)

Не. Гениальны изобретатели Феникса. А весь остальной мир - дураки. Не веришь? Спроси Шарикова - крупного специаиста по ракетам.
   59.0.3071.11559.0.3071.115
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU Старый #06.07.2017 20:20  @Дмитрий В.#06.07.2017 20:05
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Старый>> Саныч, аллё! Что с распределением топлива по ступеням? Всё? Где официальный слив?
Д.В.> Старый, ты уже определился, какие соотношения ты ищешь? А то скачешь с соотношения масс ступеней на соотношения тяг, а с них - на соотношение масс топлива. И где там "4 к 1"? В соотношении масс топлива, ступеней или таки тяг? :D

Выделил тебе жирным и красным. Т-О-П-Л-И-В-А. Прочитай необходимое количество раз.
Определись и официально слей. После этого перейдём к двигателям.
Ато у меня нет уверенности что ты разобрался хотя бы с топливом.
   59.0.3071.11559.0.3071.115
1 13 14 15 16 17 47

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