Союз-5, он же Феникс/Сункар

Новая российская ракета, реинкарнация Зенита
Теги:космос
 
1 17 18 19 20 21 40
RU Leonar #07.07.2017 22:23  @Старый#07.07.2017 21:42
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Старый> Чтобы сажать первую ступень надо РД-171 сделать с фиксированными камерами и поставить рулевой двигатель нужной тяги и степени дросселирования. На нём и сажать. Только возврат второй ступени это не тот метод которым надо снижать стоимость.

Ну у меня таков и концепт
Вторую ступень в моноблоке не србираюсь возвращать

А тяга второй ступени для Союза 5 в 150...200тс избыточна
 41.041.0
RU Дмитрий В. #07.07.2017 22:25  @Старый#07.07.2017 22:12
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Но три РД-0124 на Фениксе всё равно ни в какие ворота.

А зачем там три? Двух - более чем достаточно для выведения 17 т на НОО.

Старый> Во первых 90 тонн тяги это всё равно неприемлемо мало, даже если брать по минимуму массу ступени 100 тонн и тяговооружённость 1.5 то нужно 150 тонн тяги.

90 т - это приемлемо, но 60 т лучше - дешевле и выигрыш в Мпг:
А вот 100 т РЗТ и 150 тс тяги - это уже перебор.

Старый> Во вторых три РД-0124А будут явно дороже чем один РД-191.

А зачем три-то? Два. Это дешевле чем один РД-191.

Старый> И в третьих при одинаковой надёжности одного двигателя надёжность трёхдвигательной ДУ будет втрое ниже чем однодвигательной.

А вообще, откуда ты взял "трёхдвигательную гипотенузу"? Два двигателя суммарной тягой 60 тс - это нормально, но если бы это был однокамерный 60-тонник было бы еще лучше.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #07.07.2017 22:29  @Старый#07.07.2017 22:21
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Старый> Саныч, дай пожалуйста ссылку на эти мануалы. А то я не могу найти достоверных масс топлива Арианы-4 при недозаправке первых ступеней.

Там 19 мегов. Ariane 4 Users Manual

Сходу данных по заправкам там не нашел.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Дмитрий В. #07.07.2017 22:33  @Дмитрий В.#07.07.2017 22:29
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Д.В.> Там 19 мегов. Ariane 4 Users Manual
Д.В.> Сходу данных по заправкам там не нашел.

Здесь данные есть, но насколько достоверны, сказать трудно:

Ariane 4 Data Sheet

European-developed Ariane 4 was the world's dominant commercial space launch vehicle from its 1988 debut until its retirement in 2003.  The three-stage expendable flew in six configurations based on the number of solid or liquid strap-on boosters.  When flown in the Ariane 40 configuration without any boosters, the vehicle could put 2.17 tonnes into geosynchronous transfer orbit (GTO).  Two solid boosters (PAP) created an Ariane 42P.  Four solids made an Ariane 44P.  With two liquid boosters (PAL), the rocket become an Ariane 42L. //  Дальше — www.spacelaunchreport.com
 

Надо поискать старый Спейсфлайт года 1986, там было что-то про Ариан-4.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Leonar #07.07.2017 22:48  @Дмитрий В.#07.07.2017 22:25
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Старый>> Но три РД-0124 на Фениксе всё равно ни в какие ворота.
Д.В.> А зачем там три? Двух - более чем достаточно для выведения 17 т на НОО.
17т на НОО понятно, а
Как было бы оптимально на гпо?
Вот был вопрос
Д.В.> А вообще, откуда ты взял "трёхдвигательную гипотенузу"? Два двигателя суммарной тягой 60 тс - это нормально, но если бы это был однокамерный 60-тонник было бы еще лучше.
Я предложил
В случае на гпо если не оптимально 60тс - третий двигатель
Но согласен, идея так себе... ибо дороже даже рд 191в выдет как по весу так и по цене
 41.041.0
RU Старый #07.07.2017 23:38  @Дмитрий В.#07.07.2017 22:33
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Д.В.> Здесь данные есть, но насколько достоверны, сказать трудно:
Д.В.> Ariane 4 Data Sheet

Хорошая иллюстрация того как трудно найти достоверные данные.
В таблице максимальная заправка 1-й ступени указана 232 тонны. Стоит звёздочка и под звёздочкой сноска:
  • Max Stage 1 Propellant Loading, Actual Loads Vary by Vehicle Type as Follows

Ariane 40: 167 tonnes
Ariane 42P: 217.2 tonnes
Ariane 42L: 201 tonnes
Ariane 44(LorP): 227.1 tonnes

И получается что полной заправки в 232 тонны нет ни в одном из вариантов. Хотя известно что во всех вариантах "44" заправка первой ступени полная. Вот и верь после этого остальным цифрам.
В вариантах "40" и "42L" вторая ступень также недозаправляется, причём в варианте "40" существенно. Но об этом не упоминается.

Д.В.> Надо поискать старый Спейсфлайт года 1986, там было что-то про Ариан-4.

В Спейсфлайтах нету от слова "совсем".
Старый Ламер  59.0.3071.11559.0.3071.115
RU OlM #08.07.2017 13:36  @Дмитрий В.#07.07.2017 20:55
+
-
edit
 

OlM

втянувшийся

Д.В.> Для Союз-5 началась ОКР по РД0124М с двумя камерами. Nяга 30,3 тс, УИ=363 с.

Под этим же индексом уже был проект для Руси, но однокамерный.

Т.е. теперь РД-0124М эту двухкамерный. А старый РД-0124М стал РД-0125 и отправился в утиль. Видимо с этим 0125 что то пошло не так. ;)
 54.054.0
UA Divergence #08.07.2017 18:55  @Старый#07.07.2017 23:38
+
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
Старый> В таблице максимальная заправка 1-й ступени указана 232 тонны. С

Старый> Ariane 44(LorP): 227.1 tonnes
Старый> И получается что полной заправки в 232 тонны нет ни в одном из вариантов. Хотя известно что во всех вариантах "44" заправка первой ступени полная. Вот и верь после этого остальным цифрам.
Можешь не верить, но там всего лишь разница между заправляемым (232 тонны) и расходуемым (237 тонн) запасом топлива,- все по честному.
 59.0.3071.12559.0.3071.125
RU Дмитрий В. #09.07.2017 14:37  @Leonar#07.07.2017 22:48
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Leonar> Как было бы оптимально на гпо?

Опять же вопросы:
- по какому именно критерию оптимально? По массе ПГ, МюПГ, по стоимостным показателям?
- какова проектная ситуация? "Проектирование с нуля" или варьируем только тягой и/или РЗТ второй ступени? Стартовая масса фиксирована или нет? Тяга двигателя 1-й ступени фиксирована или нет?
- какая схема выведения? С прямым выведением КГЧ на опорную НОО и с последующим запуском КРБ или выведение КГЧ на баллистическую траекторию с довыведением с помощью КРБ? Параметры КРБ (тяга двигателя и максимальный РЗТ) фиксированы или их можно произвольно варьировать?

В самом банальном случае: выведение КГЧ двумя ступенями на опорную НОО, очевидно, ничего не изменится. По мере увеличения ХС, затрачиваемойю на довыведение с помощью КРБ, очевидно, оптимальная тяговооруженность второй ступени будет повышаться пока не достигнет уровня оптимальной для обычной трехступенчатой РН (примерно 1-1,3).

Leonar> Но согласен, идея так себе... ибо дороже даже рд 191в выдет как по весу так и по цене

Да, лишнее это.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Бывший генералиссимус #09.07.2017 16:00  @Дмитрий В.#09.07.2017 14:37
+
-
edit
 
Д.В.> Опять же вопросы:
Д.В.> - по какому именно критерию оптимально?

По цене :)
У меня вопрос такой - какие нужны надстройки к Launchmodel, чтобы посчитать 4-ступенчатую полностью твердотопливную ракету с наклонным стартом. И баллистическими паузами.
 59.0.3071.11559.0.3071.115
UA Divergence #09.07.2017 17:52  @Leonar#07.07.2017 22:48
+
-1 (+1/-2)
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
Leonar> 17т на НОО понятно, а
Leonar> Как было бы оптимально на гпо?
Весь прикол в том, что оптимизировать российские РН для ГПО не оптимально.
Российская группировка на геостационаре не превышает двух десятков штук и при достигнутой надежности спутников для поддержания их численности достаточно 2-3 пусков в год.
При этом общая численность спутников больше сотни и для них необходимо 10-12 пусков в год.
Вот для американских и европейских операторов рынка пусковых услуг очень важна оптимизация именно для ГПО, так как численность их геостационарных спутников более 300 шт.
Это их рынок и они всеми правдами и неправдами выдавят с него левых игроков
 59.0.3071.12559.0.3071.125
RU Дмитрий В. #09.07.2017 19:44  @Бывший генералиссимус#09.07.2017 16:00
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Б.г.> У меня вопрос такой - какие нужны надстройки к Launchmodel, чтобы посчитать 4-ступенчатую полностью твердотопливную ракету с наклонным стартом. И баллистическими паузами.

Наклонный старт задается в явном виде на странице main. С паузами в одном файле я даже не представляю как посчитать. Если баллистическая пауза только одна (между 3 и 4 ступенью), то проблем нет (если продолжительность работы каждой ступени имеет вменяемое значение - например, 60 сек и выше). В одном файле считается выведение 3 ступенями на некоторую переходную незамкнутую орбиту с апогеем, равное высоте опорной орбиты, куда требуется доставить КА. Высота перигея - один из оптимизируемых параметров (например: -1000, -2000, -3000 км). Высота выведения Hв тоже варьируется (можно для простоты задать 100-150 км для орбит высотой около 200 км). Из эллиптической теории вычисляются конечные требуемые параметры в конце АУТ-3: Vx, Vy, Hв. В результате расчета мы имеем массу головного блока (КА+заправленный ракетный блок 4-й ступени) на переходной орбите (например, -3000х200 км, наклонением 51,7 град). Предполагаем, что 4-я ступень запускается при достижении апогея и работает достаточно малое время, чтобы считать переход с незамкнутой орбиты на опорную (например, с -3000х200 км на 200х200 км) гомановским. Варьируя высоту перигея переходной орбиты и высоту выведения, можно подобрать их оптимальные значения с точки зрения максимальной массы ПГ. Я так и делаю.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Leonar #09.07.2017 21:03  @Дмитрий В.#09.07.2017 14:37
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Leonar>> Как было бы оптимально на гпо?
Д.В.> Опять же вопросы:
Д.В.> - по какому именно критерию оптимально? По массе ПГ, МюПГ, по стоимостным показателям?
По макс массе пг
Д.В.> - какова проектная ситуация?
Первая ступень как есть для стк 3
Ищем тягу и ртз второй ступени
И рб дм 03 имеющийся

Д.В.> - какая схема выведения?
Которая даст максимальный ПГ на гпо
 41.041.0
RU Дмитрий В. #09.07.2017 22:28  @Leonar#09.07.2017 21:03
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Leonar> Первая ступень как есть для стк 3

Это что?
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
RU Leonar #09.07.2017 22:30  @Дмитрий В.#09.07.2017 22:28
+
-
edit
 

Leonar

втянувшийся
Leonar>> Первая ступень как есть для стк 3
Д.В.> Это что?

Всмысле какую рисуют для союза 5 с рд 171 и ртз без изменения
Т.е. Урм для стк 3/5
 41.041.0
RU Старый #11.07.2017 01:11  @Divergence#08.07.2017 18:55
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Divergence> Можешь не верить, но там всего лишь разница между заправляемым (232 тонны) и расходуемым (237 тонн) запасом топлива,- все по честному.

Расходуется на 5 тонн больше чем заправляется? Не, не верю! :)

Для ракет всегда указывается заправляемый запас топлива и никогда расходуемый. Так как является величиной переменной и непредсказуемой.
Старый Ламер  59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Старый #11.07.2017 01:15  @Divergence#09.07.2017 17:52
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Divergence> Весь прикол в том, что оптимизировать российские РН для ГПО не оптимально.

А для каких орбит тогда оптимизировать? С учётом того что на другие орбиты они вообще не летают?

Divergence> Российская группировка на геостационаре не превышает двух десятков штук и при достигнутой надежности спутников для поддержания их численности достаточно 2-3 пусков в год.
Divergence> При этом общая численность спутников больше сотни и для них необходимо 10-12 пусков в год.

А ты спутники и на геостационар и на "другие орбиты" будешь запускать одной и той де РН?
Старый Ламер  59.0.3071.11559.0.3071.115
UA Divergence #11.07.2017 06:31  @Старый#11.07.2017 01:11
+
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
Старый> Для ракет всегда указывается заправляемый запас топлива и никогда расходуемый.
"Никогда не говори никогда".
Как только не указывают... Из-за чего много путаницы и недопонимания.
Может одновременно фиурировать полный запас топлива и остаточный вес ступени, расходуемый запас топлива и вес сухой ступени.
При сложении всех величин не сходится общий вес РН.
 59.0.3071.12559.0.3071.125
UA Divergence #11.07.2017 08:46  @Старый#11.07.2017 01:15
+
+1
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
Divergence>> Весь прикол в том, что оптимизировать российские РН для ГПО не оптимально.
Старый> А для каких орбит тогда оптимизировать? С учётом того что на другие орбиты они вообще не летают?
Что с тобой...?
Смотри хотя бы прошлый год: всего 17 пусков из них только два на ГПО, оба "иностранцы".
Через пару лет все " иностранцы" перейдут на Фалкон, Вулкан и Ариан.
Зачем после этого ГПО,- ради подражательства.
 59.0.3071.12559.0.3071.125
UA Divergence #11.07.2017 12:05  @Старый#11.07.2017 01:15
+
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
Старый> А ты спутники и на геостационар и на "другие орбиты" будешь запускать одной и той де РН?
А почему бы и нет?
Для перекрытия всех мыслимых ПН ( 3,5,7,14,21 тонн) хватает УРМ-1, УРМ-2 и ТТ-бустеров на 42-48 тонн топлива.
Скрипач Сункар, Феникс, Союз-5 не нужен.
В качестве особого извращения можно затеять КВРБ на 28 тонн топлива.
С ним откроется диапазон нагрузок;
- 10 тонн на НОО или 3 тонны на ГПО ( один УРМ-1 + четыре ТТ-бустера + КВРБ)
- 9 тонн на ГПО или 30 тонны на НОО ( пять УРМ-1 Ангары + КВРБ).
Какого рожна еще надобно?
 59.0.3071.12559.0.3071.125
Это сообщение редактировалось 11.07.2017 в 16:23
RU Alexandrc #11.07.2017 14:37  @Старый#05.07.2017 03:45
+
-
edit
 

Alexandrc

аксакал

Alexandrc>> Тогда уж чтобы совсем конкретно, то говорим о реально летающих двухступенчатых керосиновых ракетах, у которых соотношения массы ступеней/топлива и тяги двигателей 1:4.
Старый> Законы физики одинаковы как для керосиновых так и для гептиловых ракет. Плотности топлив и удельные импульсы у них близки. Так что аналогия гептиловых ракет с керосиновыми корректна.

Да, законы физики для них одинаковы и формула Циолковского одинакова. Импульс движков на НДМГ меньше керосиновых, соответсвенно для достижения одной и той же ХС соотношение масс под логарифмом будет разное, т.е. и масса топлива разная. Для примера, у РД-275 импульс 320с, у НК-33 (аналогичный двигатель) 331с. Ранее по теме народ жаждал делить ХС по ступеням поровну, потому считаю для 4000м/с.
Для РД-275: М12 = е(4000/(320*9,86))=3.5528
Для НК-33: М12 = е(4000/(331*9,86))=3.4063
Для РД-190: М12 = е(4000/(337*9,86))=3.3327
Поэтому категорически не согласен с утверждением: "Так что аналогия гептиловых ракет с керосиновыми корректна".

PS Дальнейшее обсуждение читал. Позицию похоже понял, будут вопросы - задам.
Но вы там держитесь!  59.0.3071.11559.0.3071.115
UA Divergence #11.07.2017 16:17  @Alexandrc#11.07.2017 14:37
+
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
Alexandrc> Ранее по теме народ жаждал делить ХС по ступеням поровну, потому считаю для 4000м/с.
По правильному будет не поровну, а пропорционально импульсу:
- потребную ХС делить на сумму импульсов ступеней и соответственно её распределять
- или более сложный путь, по суммарному имульсу тяги с учетом его падения у земли и конструктивного совершенства РН.
 59.0.3071.12559.0.3071.125
RU Alexandrc #11.07.2017 16:23  @Divergence#11.07.2017 16:17
+
-
edit
 

Alexandrc

аксакал

Divergence> По правильному будет...

В данном случае это монопенисуально :F
Точно так же можно было взять и 1км/с, и 8км/с, и 300000км/с, и считать, что двигатель ее набирает исключительно при атмосферном давлении. Той сути, что у вонючки меньше импульс и поэтому надо потратить больше топлива для достижения одинаковой ХС с керосином, это никак не меняет ;)
Но вы там держитесь!  59.0.3071.11559.0.3071.115
RU Дмитрий В. #13.07.2017 20:49  @Leonar#09.07.2017 21:03
+
+1
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Leonar>>> Как было бы оптимально на гпо?
Д.В.>> Опять же вопросы:
Д.В.>> - по какому именно критерию оптимально? По массе ПГ, МюПГ, по стоимостным показателям?
Leonar> По макс массе пг
Д.В.>> - какова проектная ситуация?
Leonar> Первая ступень как есть для стк 3
Leonar> Ищем тягу и ртз второй ступени
Leonar> И рб дм 03 имеющийся
Д.В.>> - какая схема выведения?
Leonar> Которая даст максимальный ПГ на гпо

В общем, требуется оптимизировать одновременно:
- РЗТ 2-й ступени
- РЗТ ДМ03 на довыведение на опорную НОО
- тягу 2-й ступени.
Исходные данные:
- Максимальный РЗТ ДМ03 = 18600 кг
- тяга 11Д58М = 8,5 тс, УИ=358 с
- УИ 2-й ступени =363 с.
- конечная масса ДМ03 =2350 кг (сбрасываемый переходник массой около 900 кг относим на конечную массу блока 2-й ступени).
- старт из Байконура, опорная НОО 200х200хi=51,6 град
- ГПО 4000х35800 кмх25 град

Результат:
- оптимальный РЗТ 2-й ступени 73243 кг
- конечная масса блока 2-й ступени=9004 кг (с учетом переходника от ДМ03)
- оптимальная тяга 2-й ступени 100.3 тс (тяговооруженность 2-й ступени 0,92)
- стартовая масса РН 539,1 т
- масса ПГ на ГПО = 5800 кг
- на довsведение ДМ03 тратит примерно 5540 кг.
Send evil to GULAG!  49.0.2623.11249.0.2623.112
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
UA Divergence #13.07.2017 21:16  @Дмитрий В.#13.07.2017 20:49
+
-
edit
 

Divergence

опытный
☆★★
Д.В.> Результат:
Д.В.> - оптимальный РЗТ 2-й ступени 73243 кг
Д.В.> - конечная масса блока 2-й ступени=9004 кг
Д.В.> - стартовая масса РН 539,1 т
Сразу видно, что начали считать в новой программе.
А то старая прога такую куйню на гора выдавала, шо и вспомнить стыдно...
Дмитрий В. #26.09.2015
Вот как надо. Стартовая масса 450 т. РЗТ 1-й ступени можно увеличить примерно до 330 т,Вторая ступень с заправкой около 60 т с двумя РД0125 общей тягой 60 тс. Мпг=16,9 т при старте с Восточного :p
 

Вот сейчас другое дело!
 59.0.3071.12559.0.3071.125
1 17 18 19 20 21 40

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