Союз-7 от S7 Space

s.t.>> А действительно, рулевых камер хватит, чтобы управлять?
Д.В.> Подобрать нужную тягу - и хватит. По моим прикидкам, тяга 4-хкамерного рулевика должна быть в районе 100 тс.

Слушай, а на самом деле, какой там оптимум тяги/времени торможения?
Там же тяга превращается еще и в массу посадочного двигателя, хотя потребный запас топлива уменьшается.

Насколько я помню, когда считали реактивную посадку тапка, то общая масса ПТДУ была в пределах 5%. Но у нее в плюсе большая тяга и быстрая работа, хотя УИ невелик.

Еще на счет посадки есть 2 мысли.
1. У СпейХ две ступени и первая разгоняется до существенной скорости. У Сункара/Феникса ступеней будет 3 по определению, поэтому конечная скорость первой ступени должна быть меньше. А следовательно, при должной оптимизации можно исключить тормозной импульс перед входом в атмосферу.
2. Совсем не обязательно возвращаться в район старта, поэтому можно исключить и маневр разворота.

Итого остается только чуть-чуть управления при спуске и собственно посадочный импульс.

Leonar>>> Так будет?
Bell>> Такая жопа не влезет в зенитовский СК.
Leonar> влезет.
Нет, не влезет. У Зенита заужение до 3,4 м где-то. И зазоры с отверстием в столе только-только.
Блин, не помню, где обсуждалось? Про Ангару что-ли? Изначально ее ХО тоже пихали в прокрустово ложе зенитовского старта в Плесецке.

Leonar> на сколько там выдвижные опоры выдвигается? Какая там технологическая отверстия?
Ну так эти вопросы надо было в первую очередь задать...

Bell> А следовательно, при должной оптимизации можно исключить тормозной импульс перед входом в атмосферу.

Нельзя его исключить. Выхлоп двигателей служит эквивалентом теплозащитного щита. Если с выключенными двигателями войти хвостом вниз, то от них ничего не останется - всё расплавится и сгорит.

Можно, наверное, войти носом вниз, а в плотной атмосфере развернуться перед посадкой. Так развитие DC-X должно было работать. На носу должен быть массивный теплозащитный щит.

Боком, как ускорители шаттла, войти не удастся - прочность ступени недостаточна. Илон так пробовал и ничего не вышло - разваливалось на куски.

Bell>> А следовательно, при должной оптимизации можно исключить тормозной импульс перед входом в атмосферу.
zaitcev> Нельзя его исключить. Выхлоп двигателей служит эквивалентом теплозащитного щита. Если с выключенными двигателями войти хвостом вниз, то от них ничего не останется - всё расплавится и сгорит.
Я полагаю (но это сугубо имхо), что тепловой поток прямо зависит от скорости входа (а скорее даже НЕ прямо). Но если первая ступень у нас по определению набирает меньшую конечную скорость, то и скорость входа будет меньше. То есть может и не расплавится.

В крайнем случае, можно обдуваться не горячими выхлопными газами, а каким-нибудь холодным газом - остатками наддува, керосином, может даже холодным кислородом - считать надо.

zaitcev> Можно, наверное, войти носом вниз, а в плотной атмосфере развернуться перед посадкой. Так развитие DC-X должно было работать. На носу должен быть массивный теплозащитный щит.
Идея с входов носом очевидна и это сравнительно легко обеспечить, но встает вопрос о развороте в плотных слоях, а это опять может привести к разрушению.

Но в любом случае входить надо вдоль продольной оси - в направлении, в котором конструкция ступени рассчитана на максимальные нагрузки. С учетом этого, хвостом вперед - предпочтительно.

Bell> Нет, не влезет. У Зенита заужение до 3,4 м где-то. И зазоры с отверстием в столе только-только.
какой там только только?

Bell> Блин, не помню, где обсуждалось? Про Ангару что-ли? Изначально ее ХО тоже пихали в прокрустово ложе зенитовского старта в Плесецке.
во-во. в дырку Зенита вписать 5урм А5
Leonar>> на сколько там выдвижные опоры выдвигается? Какая там технологическая отверстия?
Bell> Ну так эти вопросы надо было в первую очередь задать...
во.
http://f15.ifotki.info/org/329107a70a9d3175b3bb4ee2f14b3a755f49f3162341974.jpg [zero size or time out]
http://f15.ifotki.info/org/5636bdb65562f34939f872c031e8d14d5f49f3162341796.jpg [zero size or time out]
метр, полтора там на глазок.
а сделать правильную геометрию в хо с "выемками" под опоры - дело инженеров рн.

Leonar> во-во. в дырку Зенита вписать 5урм А5

Не, речь шла о первой Ангаре-чебурашке.

Leonar>> во-во. в дырку Зенита вписать 5урм А5
Bell> Не, речь шла о первой Ангаре-чебурашке.

а там то что? хо вообще тот же был

Б.г.>> ЦБ "Союза-2.1в" должен весить приемлемо для тяги РД-0110Р, если его научиться дросселировать хотя бы до 70%
Полл> То есть многоразовая ступень должна весить примерно в полтора раза больше ЦБ "Союза-2.1в"?
дросселирование 70% - это 30% тяги. Конечная масса ступени порядка 15 тонн.

С НК-33 ещё та засада что конструктив у него такой что камеру качать нельзя, только весь движок целиком. А ТНА этого не любит, гироскоп ещё тот.
Стабилизация же по крену - не особо и нужна, при нынешних компьютерах.

Дем> дросселирование 70% - это 30% тяги
Да? а что же тогда 104%? Тяга в обратную сторону?

Б.г.> Да? а что же тогда 104%? Тяга в обратную сторону?
104% - тяга, не дросселирование...

Б.г.>> Да? а что же тогда 104%? Тяга в обратную сторону?
Дем> 104% - тяга, не дросселирование...

А 99%? а 101% Ок, а 99,9%? Зачем ломать шкалу в середине? Как нас учили на военной кафедре, проценты всегда одинаковые, но, если они больше 100, это форсирование, а меньше ста - дросселирование. И дросселирование 70% означает, что тяга 70% от номинала. Точнее, расход топлива 70% от номинала, а тяга же зависит ещё и от фактической траектории, если у нас терминальное наведение.

И когда И.Б. Афанасьев писал про испытания РД-191М и с придыханием говорили о дросселировании до 35%, речь шла именно о том, что тяга 35% (а не 65%) от номинала, и что это впервые достигнуто на движке такого класса (а именно, а) первой ступени б) керосиновом, а не водородном в) номинальной тягой почти две сотни тонн).

Ну, в общем, не знаю, как у "вас" сейчас принято, но, например, в репортаже про Дельту 4 Хэви 68% это не до 32% номинальной тяги, а именно до 68%.

Дем> С НК-33 ещё та засада что конструктив у него такой что камеру качать нельзя
зачем качать если есть рулевые?

s.t.> зачем качать если есть рулевые?
Чтобы не было нужды в рулевых двигателях.
Которые, как правило, имеют более низкий УИ и тяговооруженность.

Bell> В крайнем случае, можно обдуваться не горячими выхлопными газами, а каким-нибудь холодным газом - остатками наддува, керосином, может даже холодным кислородом - считать надо.

Кстати, у нас в "пустых" баках несколько сотен кубометров гелия под давлением в 3-4 атм. Их можно стравить напрямую сквозь двигатели через сопла. Не бог весь что, но может хватит разбавить набегающий поток до приемлемой температуры?

s.t.>> зачем качать если есть рулевые?
Полл> Чтобы не было нужды в рулевых двигателях.
Полл> Которые, как правило, имеют более низкий УИ и тяговооруженность.

Там засада не только в УИ и тяговооружённости (точнее, относительной массе).
За качание основной камеры выступает чистая геометрия!
Дело в том, что потеря продольной компоненты тяги пропорциональна квадрату угла отклонения!
А управляющий момент - только углу. Точнее, в первом случае косинус, во втором - синус, но для малых углов оно так работает.
В результате, допустим, рулевая камера в 5,5 раз меньше основной, тогда, отклонив рулевую камеру на 90 градусов, мы потеряем её тягу целиком, а для создания такого же управляющего момента основную камеру нужно будет отклонить всего на 10 градусов (синус 10 градусов - 0,173, косинус - 0,985), и мы потеряем только 1,5% продольной тяги. Соотношение 1:5,5 очень похоже на то, что имеет место в РД-108.
Конечно, в реальности углы раз в 10 меньше (основные камеры отклоняются на 1-1,1 градуса, управляющие - на десяток). И потери не так велики. Но они существенны.

Bell> Кстати, у нас в "пустых" баках несколько сотен кубометров гелия под давлением в 3-4 атм. Их можно стравить напрямую сквозь двигатели через сопла. Не бог весь что, но может хватит разбавить набегающий поток до приемлемой температуры?
А не наддутый бак при посадке не сложиться? Тоже вопрос интересный.

Б.г.> а для создания такого же управляющего момента основную камеру нужно будет отклонить всего на 10 градусов
А надо столько для сильно полегчавшей ракеты то?

Bell> Слушай, а на самом деле, какой там оптимум тяги/времени торможения?

Очевидно, с точки зрения минимального расхода топлива - бесконечно большой мгновенный импульс тяги. Поскольку это невозможно, то оптимальное решение - посадка на максимальной располагаемой тяге

Bell> 1. У СпейХ две ступени и первая разгоняется до существенной скорости. У Сункара/Феникса ступеней будет 3 по определению, поэтому конечная скорость первой ступени должна быть меньше. А следовательно, при должной оптимизации можно исключить тормозной импульс перед входом в атмосферу.

На самом деле все ровно наоборот. У Союза-5 1-я ступень разгоняется до примерно 3400+ м/с а у Ф-9 - до 2400+ м/с. Что и неудивительно, учитывая бОльшую массу 2-й ступени Ф-9. Соответственно, 1-я ступень С-5 входит в атмосферу с бОльшей скоростью и летит дальше от места старта (на расстояние 1100-1200 км, емнип).

Bell> 2. Совсем не обязательно возвращаться в район старта, поэтому можно исключить и маневр разворота.

Разумеется, но надо иметь соответствующую транспортную инфраструктуру для доставки 1-й ступени из точки посадки к месту проведения РВР.

Bell> Нет, не влезет. У Зенита заужение до 3,4 м где-то.
3680

Bell>> Слушай, а на самом деле, какой там оптимум тяги/времени торможения?
Д.В.> Очевидно, с точки зрения минимального расхода топлива - бесконечно большой мгновенный импульс тяги. Поскольку это невозможно, то оптимальное решение - посадка на максимальной располагаемой тяге
Однако, тут следующее ограничение - прочность конструкции ступени. Если к ней приложить 740 тс, то при перегрузке около 20 g она сложится. Поэтому надо ограничится, скажем, расчетной эксплуатационной перегрузкой порядка 4 g.

Д.В.> На самом деле все ровно наоборот.
Блин, честно говоря, я в тот же вечер полез искать фёст стэйдж спид сепарейшн и тоже наткнулся на около 2400 м/с, а потом глянул в лончмодель для Зенита, расстроился и не стал ничего дописывать. А я эту мыслю думал уже давно и был полностью уверен в ее очевидности, даже не проверял. Пичалька...

Д.В.> Что и неудивительно, учитывая бОльшую массу 2-й ступени Ф-9.
Все еще хуже.
Дело не столько в соотношении масс ступеней (они не радикально отличаются от зенитовских), сколько в массовом совершенстве второй ступени. Вот в чем корень.
Вторая ступень ИСКЛЮЧИТЕЛЬНО легкая. И вот как раз это позволяет отказаться от РБ при выводе на ГПО, а заодно перераспределить скорости между ступенями так, что у первой она будет достаточно небольшой, чтоб ее можно было сажать обратно. Фактически вторая ступень при выведении на ГПО -1500 м/с имеет ХС порядка 8000 м/с. Да она с небольшим спутников сама одна на орбиту летать может!
Я уже писал, что наша культура проектирования и производства, наш технологический уровень застряли в середине 20-го века....

Д.В.> Разумеется, но надо иметь соответствующую транспортную инфраструктуру для доставки 1-й ступени из точки посадки к месту проведения РВР.
Да это уже фигня по сравнению с вышеуказанным...

Bell>> Нет, не влезет. У Зенита заужение до 3,4 м где-то.
Д.В.> 3680

Ну или так (с, ИВС)
Короче, для рулевиков там места нет.

Bell> Дело не столько в соотношении масс ступеней (они не радикально отличаются от зенитовских), сколько в массовом совершенстве второй ступени. Вот в чем корень.

Ты, тавой... Полегше.

Протон 2 ступень - 6,54% 320 сек ХС чисто голой ступени - 8563 м/с
Фалкон 2 ступень - 3,6% 342 сек ХС чисто голой ступени - 11164 м/с
Н-1 3 ступень - 7,4% 353 сек ХС чисто голой ступени - 9012 м/с

Круто? Ставим сверху ПН в 20 тонн

Протон 2 ступень - 6,54% 320 сек ХС 5663 м/с
Фалкон 2 ступень - 3,6% 342 сек ХС 5706 м/с
Н-1 3 ступень - 7,4% 353 сек ХС 6288 м/с

Фалкон проигрывает древней Н-1 и совсем немного выигрывает у чуть менее древнего Протона. Ладно Н-1 - у неё ступень была почти вдвое тяжелее, чем у фалкона. Но имея почти двукратный выигрыш массового совершенства у Протона, лучшую топливную пару и прочие ништяки ХС с нагрузкой отличается не так уж сильно.

А если сверху накрутить 30 тонн ПН, то он проигрывает и Протону.

В общем, я к чему. Сухая масса ступени - это конечно полезно, но это совершенно не на первых ролях в общем облике и грузоподъёмности ракеты. Тем более, что речь идёт о тоннах ± для ракет, между которыми десятилетия и кроме того, это всё без учёта обвеса систем наддува и остаточного топлива. С учётом их разница ещё уменьшается.

Bell> Вторая ступень ИСКЛЮЧИТЕЛЬНО легкая. И вот как раз это позволяет отказаться от РБ при выводе на ГПО, а заодно перераспределить скорости между ступенями так, что у первой она будет достаточно небольшой, чтоб ее можно было сажать обратно. Фактически вторая ступень при выведении на ГПО -1500 м/с имеет ХС порядка 8000 м/с. Да она с небольшим спутников сама одна на орбиту летать может!

А с Байконура?

Bell> Я уже писал, что наша культура проектирования и производства, наш технологический уровень застряли в середине 20-го века....

Оптимист.
МИРОВОЙ уровень тяжёлой технологии не так уж далеко шагнул от середины 20 века. Металлургия, энергетика, аккумуляторы - из тех материалов, что я сейчас читаю - это лютый песец какой-то.

Naib> Круто? Ставим сверху ПН в 20 тонн
"Фалькон 9" не выводит на ГПС ПН в 20 т. И "Протон-М" не выводит.
А вот для тех "около 5 тон", что они на ГПО выводят, преимущество "Фалькона 9" - существенно.
Особенно в деньгах.

Полл> "Фалькон 9" не выводит на ГПС ПН в 20 т. И "Протон-М" не выводит.

Да не важно. Считать то можно что угодно. Кстати, расчёт показывает, что по траекториям ф-9 и Протон легко может летать в 2 ступени, имея итоговую массу лишь немного больше нынешнего ф-9.

Полл> А вот для тех "около 5 тон", что они на ГПО выводят, преимущество "Фалькона 9" - существенно.

Да ну? Считали уже. Ф-9 исключительно хорош для запусков на НОО, но чем выше орбита, тем хуже. Да и стандарты ГПО у Протона, ЕСНИМС - ГПО-1500, а у Ф-9 - ГПО-1800.

Полл> Особенно в деньгах.

Особенно при непрозрачной бухгалтерии.

Naib> Особенно при непрозрачной бухгалтерии.
Отдельный РБ, три ступени и поля падения - это объективные затраты.