Россия построит сверхтяжелую ракету для полета к Луне

m-dva> Само собой, что не поверю, а проверю.
Можно этот расчет увидеть?

m-dva>> Само собой, что не поверю, а проверю.
Полл> Можно этот расчет увидеть?
Поскольку заслушать начальника транспортного цеха не получилось, сделаем сами.
Зенит-2:

Стартовая масса, кг 459000
Количество ступеней 2
Масса груза, выводимого на опорную орбиту ИСЗ, т 12.5 - 11.3
Масса ступеней при отделении, кг:
1 ступень 33900
2 ступень 9300
Масса сбрасываемого головного обтекателя, кг 2100 - 2300
Рабочий запас топлива, кг:
1 ступень 318800
2 ступень 80600
Тяга двигателей в пустоте, кН
1 ступень 7908
2 ступень: основной 834
рулевой 78
Удельный импульс в пустоте, с:
1 ступень 337
2 ступень: основной 350
рулевой 342
Вспоминаем слова начальеника транспортного цеха:
- у первой РЗТ 1-й ступени 335 тонн, 2-й ступени 166 тонн.
- у второй РЗТ соответственно 421 и 77 тонн.
Делаю вывод, что вариант 1 это "Зенит-2" с увеличенной вдвое 2-ой ступенью. По сути это очень близко по размерности к "Зениту-3".

Второй вариант это "Зенит-2" с увеличенной на те же 80 тонн заправкой 1 ступени.

Оба варианта - ж/д транспортабельны.

Полл> Поскольку заслушать начальника транспортного цеха не получилось, сделаем сами.
Первый вариант, с удвоенной второй ступенью.
Масса взлетная 544100 кг
Масса ПН 13300 кг
ХС 9507 м/с

m-dva>>> Само собой, что не поверю, а проверю.
Полл>> Можно этот расчет увидеть?
Второй вариант, с увеличенной заправкой первой ступени.
Масса взлетная 545719 кг
Масса ПН 13800 кг
ХС 9508 м/с

m-dva>>> Само собой, что не поверю, а проверю.
Полл>> Можно этот расчет увидеть?
Проверяем на "Зените-2"
Масса взлетная 457400 кг
Масса ПН 12500 кг
ХС 9259 м/с

Полл> Проверяем на "Зените-2"
Отсюда, зная истинную взлетную "Зенита-2", 459000 кг, можно получить массу переходника, с нею пересчитать ХС, нужный этой ракете для выхода, хоть у новых вариантов гравпотери будут больше.
Но оценка потребной ХС будет точнее.

Полл> Отсюда, зная истинную взлетную "Зенита-2", 459000 кг, можно получить массу переходника, с нею пересчитать ХС, нужный этой ракете для выхода, хоть у новых вариантов гравпотери будут больше.
Масса переходника - 1600 кг.
ХС - 9230 м/с

Для первого варианта, с удвоенной второй ступенью:
Масса взлетная 547900 кг
Масса ПН 15500 кг
Общий ХС 9250 м/с
Максимальная перегрузка 2,75 g

Для второго варианта, с удлиненной первой ступенью:
Масса взлетная 549120 кг
Масса ПН 15600 кг
Общий ХС 9250 м/с
Максимальная перегрузка 4,2 g

Вывод: первый вариант комфортней при запуске по максимальной перегрузке, менее 3 единиц. Второй вариант дешевле и немного грузоподъемней, но максимальная перегрузка превышает 4 единицы. Хотя это считалось для РД-170, если и впрямь ставить 4 РД-191, то с ними и у второго варианта максимальная перегрузка будет достаточно комфортной.

Полл> ...
Габариты.

Как видно по этой схеме, топливные баки 1 ступени занимают примерно 28 метров длины. Во втором варианте их длину требуется увеличить примерно на четверть, то есть на 7 метров.
Тогда общая длина ракеты с коротким головным обтекателем - 62 метра, с длинным - 65 метров.
Длина первой ступени во втором варианте - 40 метров.

Полл> Сверхтяжелую делать точно не будут, потому что для дальних полетов она не нужна. Смотри на лунную экспедицию от "Энергии" с двойным двупуском "Ангары-А5".

Насколько я понял, лунная программа тоже прикрыта. В лучшем случае только облет.

Полл> В общем, когда там решили стартовый комплекс Восточного ограничить размерностью А5?

А чего его ограничивать? Площадки всегда были специализированными под конкретный РН. Надо будет - достроят стартовый стол еще один или на текущем водрузят новую мачту.

Полл> Разве что программа МКС будет свернута, тогда ПТКНП бросят.

Нужно переходить на ротационную схему, где базовый модуль будет ступенью корабля для дальних перелетов. И гонять его/их туда сюда по мере необходимости между орбитами, комбинируя в нужных местах и нужном времени под нужные задачи. А "МКС" делать на Луне.
Так интереснее, ибо реальных задач пока еще никто не придумал.

101> А "МКС" делать на Луне.
101> Так интереснее, ибо реальных задач пока еще никто не придумал.
Луна, ИМХО, и есть первая из реальных задач для "МКС". Без нее, как начала экспансии, пилотируемая космонавтика по большому счету не нужна.

Полл> Луна, ИМХО, и есть первая из реальных задач для "МКС". Без нее, как начала экспансии, пилотируемая космонавтика по большому счету не нужна.
А для экспансии нужна? Современная пилотируемая космонавтика нужна только для флаговтыкательства, а не для нормальной экспансии. На Земле то, при отсутствии космической радиации, при наличии атмосферы и воды, и возможности доставлять грузы не дорого, в Антарктиде существуют только экспедиции и никто даже и не думает строить города и растить картоху. Куда уж там до других планет то?

Hal> А для экспансии нужна?
А как можно вести экспансию без перевозок - телепортаторов пока нет.

Hal> Современная пилотируемая космонавтика нужна только для флаговтыкательства, а не для нормальной экспансии.
Современная пилотируемая космонавтика не нужна.

Hal> На Земле то, при отсутствии космической радиации, при наличии атмосферы и воды, и возможности доставлять грузы не дорого, в Антарктиде существуют только экспедиции и никто даже и не думает строить города и растить картоху. Куда уж там до других планет то?
Об этом и речь - нет у современного Человечества цели вести экспансию. Поэтому и нет задач для пилотируемой космонавтики.

Полл> Для первого варианта, с удвоенной второй ступенью:
Полл> Масса взлетная 547900 кг
Полл> Масса ПН 15500 кг
Полл> Общий ХС 9250 м/с
Ага, щас! Считака...
548 тонн- 230 тонн- 2870м/с
197тонн- 33 тонны- 6130 м/с.
2870+6130 =9000.
Девять тысяч Карл!!!
При тяговооруженности 1.35 какие накуй 15 тонн на орбиту?!
Там для потребных 9500 м/с и 11 тонн на НОО не будет.
Полл> Для второго варианта, с удлиненной первой ступенью:
Полл> Масса взлетная 549120 кг
Полл> Масса ПН 15600 к
Внимательно следим за руками (548-134= 4650) + (93-22.7= 4840) = 9600 м/с.
А вот теперь выводы:
-при равной стартовой массе вариант с увеличиной первой ступенью имеет на 36% большую ПН ( на 36 Карл!!!) при на 100 м/с большей ХС.
- масса сухой констукции РН с увеличеной первой ступенью на 3 тонны меньше ( при большей выводимой!!!) 44 vs 47 тонн.
- для второй ступени ей нужен высотный ЖРД с два раза меньшей тягой ( вес вторых ступеней 193 vs 93 тонны)
Полл> Вывод: первый вариант комфортней второго варианта максимальная перегрузка будет достаточно комфортной.
Считать научись,- комфортный Вы наш...Хе-хе!

G.P.> Ура! Опять летим на супертяже.
G.P.> Рогозин рассказал о работе над космическим самосвалом

Нет уж дарагой. Или удолбище или стотонник.

m-dva> Ага, щас! Считака...
Ну не всем же быть альтернативно одаренными.

m-dva> 548 тонн- 230 тонн- 2870м/с
Рабочий запас топлива первой ступени "Зенит-2" - 318800 кг. Соответственно ХС этой ступени - 2882,6 м/с.

m-dva> 197тонн- 33 тонны- 6130 м/с.
Вторая ступень, стартовая масса - 191 тонна, рабочий запас топлива 161 тонна. Соответственно ХС этой ступени - 6368,9 м/с
Соответственно общая ХС - 9253 м/с.

m-dva> Там для потребных 9500 м/с и 11 тонн на НОО не будет.
У реального "Зенита-2" располагаемая ХС 9230 м/с.

Полл>> Для второго варианта, с удлиненной первой ступенью:
Полл>> Масса взлетная 549120 кг
Полл>> Масса ПН 15600 к
m-dva> Внимательно следим за руками (548-134= 4650) + (93-22= 4800) = 9600 м/с.

Да, шулеров надо ловить. Следим за руками: 549120 кг - взлетная масса, РЗТ первой ступени - 399400 кг, ХС ступени - 4296 м/с, стартовая масса второй ступени - 105500, РЗТ - 80600, ХС - 4957 м/с. Общая ХС - 9253 м/с.

m-dva> Считать научись,- комфортный Вы наш...Хе-хе!
Как наглядно видно, считать не умеешь ты.
Или не умеешь достаточно ловко жульничать с подсчетами.
Судя по тому, что побоялся собственные расчеты привести - первое. Жуликам все же ум нужен.

Полл> Вторая ступень, стартовая масса - 191 тонна, рабочий запас топлива 161 тонна.
Трусливый Вы наш,- о каков сухой вес ступени на 161 тонну РЗТ при зенитовском конструктивно-весом совершенстве, + ЖРД с два раза большей тягой чем у РД-120 ( считай в два раза большим весом!).

Полл> Соответственно общая ХС - 9253 м/с
Полл> У реального "Зенита-2" располагаемая ХС 9230 м/с.
Телепень!
У Зенита тяговооруженность 1.6, а у тебя 1.35.
Полл> Полл>> Для второго варианта, с удлиненной первой ступенью:

Полл> Да, шулеров надо ловить. Следим за руками: 549120 кг - взлетная масса, РЗТ первой ступени - 399400 кг,
Ну юли задом!
Константин Эдуардович настаивает, что для 548 тонн стартовой и ХС 9500 м/с при импульсе первой ступени 337 масса её РЗТ должна быть 414 тонн.
m-dva>> Считать научись,- комфортный Вы наш...Хе-хе!
Полл> Как наглядно видно, считать не умеешь ты.
Полл> Или не умеешь достаточно ловко жульничать с подсчетами.
Полл> Судя по тому, что побоялся собственные расчеты привести - первое. Жуликам все же ум нужен.
Довбень!

m-dva> Трусливый Вы наш,- о каков сухой вес ступени на 161 тонну РЗТ при зенитовском конструктивно-весом совершенстве, + ЖРД с два раза большей тягой чем у РД-120 ( считай в два раза большим весом!).
В прилагавшемся файлике указано. И методика подсчета указана - поскольку это формула в ячейке таблицы.

m-dva> У Зенита тяговооруженность 1.6, а у тебя 1.35.
И что? Ты хочешь сказать, что существует формула, увязывающая стартовую тяговооруженность и потребную ХС для выхода на орбиту?
Ну так приведи ее!

m-dva>> Лучше 8 РД-191,- даже при отказе 2 ЖРД сможет продолжать полет. С РД-170 такой фокус не пройдет.
Д.В.> Зато восемью РД-191 - вероятность отказа выше.

А существуют какие-нибудь приблизительные числа о вероятностях отказа для одного РД-170 и одного РД-191?

Полл> То есть надо делать "унифицированное семейство", поскольку оно ТЕОРЕТИЧЕСКИ позволяет сделать сверхтяжелую ракету, которую иначе делать ТОЧНО не будут?

Именно. Поскольку при нынешнем состоянии дел специализированный супертяж - совершенно неподъемная задача для России (и не только). Здесь надо понять, что придется решать дилемму: "или специальный супертяж - или полеты на Луну". Одновременно не получится. Но ведь нам надо "ехать" (исследовать Луну, скажем), а не "шашечки" (любоваться красивым супертяжем).

Полл> Пусковой комплекс под сверхтяжелый вариант "унифицированного семейства" прикидывается, или зачем делать лишнюю работу?

Почему нет? Конечно, лучше сразу заложить возможность запуска сверхтяжелого (тяжелого?) варианта.

Д.В.>> Обычно - это ракетные блоки РН с востребованной грузоподъемностью (до 30 т на НОО).
Полл> Можно пример коммерческого спутника в 30 тн?

А зачем Вам коммерческий спутник на НОО такой массы? 30 т на НОО при старте с Восточного - это всего лишь повторение энергетики Ариан-5ME/Ариан-64 на ГСО/ГПО при старте из ГКЦ (ну, или CZ-5 при старте с о.Хайнань).

Varkadak> А существуют какие-нибудь приблизительные числа о вероятностях отказа для одного РД-170 и одного РД-191?

ВБР единичного РД-191 оценивается в 0,997
(АнгараА5 комплектуются на базе ДУ универсального ракетного модуля I ступени УРМ1.)

Думаю, у РД-170 ВБР где-то в том же районе (может, несколько меньше, из-за большего числа элементов).

Д.В.> Думаю, у РД-170 ВБР где-то в том же районе (может, несколько меньше, из-за большего числа элементов).

Так казалось бы у РД-170 намного больше элементов.

Д.В.> ....
Как раз самае реальное из всего, если не изобретать велосипед. Даже с новым СК. Учитывая монструозность СК Ангары на Восточном.
Дмитрий Саныч, Всё относительно и зависит только от того что фактически хотят. Потратить деньги на очереднию бумажную "разработку" или всё таки летать.

m-dva>>> Лучше 8 РД-191,- даже при отказе 2 ЖРД сможет продолжать полет. С РД-170 такой фокус не пройдет.
Д.В.>> Зато восемью РД-191 - вероятность отказа выше.
Varkadak> А существуют какие-нибудь приблизительные числа о вероятностях отказа для одного РД-170 и одного РД-191?
Считали. У 191-ого выше.

Varkadak>> А существуют какие-нибудь приблизительные числа о вероятностях отказа для одного РД-170 и одного РД-191?
m.G.> Считали. У 191-ого выше.

Где считали? Кто считал?

Varkadak>>> А существуют какие-нибудь приблизительные числа о вероятностях отказа для одного РД-170 и одного РД-191?
m.G.>> Считали. У 191-ого выше.
Varkadak> Где считали? Кто считал?
Там где разрабатывали. впрочем вы явно с этим несогласны. И почему? Даже сравнивая один к одному а не один к четырём-пяти. И странно если бы было по другому.
Если полезете разбираться то отлетели все лётные экземпляры 170ых в том числе и не слетавщие в третьем и четвёртом пусках 11К25.