Союз-5, он же Феникс/Сункар

Новая российская ракета, реинкарнация Зенита
Теги:космос
 
1 13 14 15 16 17 41
+
-
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? ;)
Старый Ламер  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? ;)
Send evil to GULAG!  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.
Старый Ламер  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? ;)
Старый Ламер  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. ;)
Send evil to GULAG!  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?
Send evil to GULAG!  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]
 
 
Send evil to GULAG!  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).
Send evil to GULAG!  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.
Старый Ламер  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? ;)
Старый Ламер  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.
Старый Ламер  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. :)
Старый Ламер  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
Старый Ламер  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?
Старый Ламер  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!
Send evil to GULAG!  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.
Старый Ламер  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.
Старый Ламер  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.
Старый Ламер  59.0.3071.11559.0.3071.115
1 13 14 15 16 17 41

в начало страницы | новое
 
Поиск
Поддержка
Поддержи форум!
ЯндексЯндекс. ДеньгиХочу такую же кнопку
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru