Ещё один сверхтяжёлый носитель

Д.В.> Конечно, считали. У ЦиХ дважды был доклад на эту тему на Королевских чтениях. Если исходить из реалистичной схемы прямого перелива из ББ в ЦБ, то прирост массы ПГ где-то 2...2,5 т.

Что значит "прямой перелив"?

В.В.> ВВ! Думаю, нет ошибки! Ангара-А5" тратит 78% топлива от своей стартовой массы на подъём до высоты 86 км - то есть, на протыкание плотных слоёв атмосферы с большим ускорением. По большому счёту, "Ангара-А5" является попыткой сделать одноступенчатую ракету для выведения на НОО.

"Ангара" - это попытка сделать семейство РН на основе унифицированных модулей. Отчего "Ангара-А5" и выглядит "косопузенькой" (боковушки переразмерены, а центр - недоразмерен). Но в любом случае, это трехступенчатая РН комбинированной схемы с параллельной работой второй и первой ступени и последовательной работой третьей.

Varkadak> Что значит "прямой перелив"?

Только и непоредственно из ББ в ЦБ. ЦиХ рассматривал и более экзотические схемы, например перелив из одного ББ в ЦБ и в другой ББ, что приводило к попарному сбросу боковушек и росту грузоподъемности за счет появления еще одной ступени. Но поскольку этот вариант приводит к появлению еще одной зоны отчуждения, то считать его реалистичным нельзя.

В.В.> На фотографии (первая страница обложки) "НК" №02, 2015 ГО ББ имеются: конусы с диаметром 3 м у основания и высотой 3м. Ориентируюсь по сараю у меня на огороде: это огромное сооружение. Даже, если бы я решил его сделать из листового алюминия, я должен был бы сделать под этот слой алюминия каркас, чтобы он не сложился под собственной тяжестью. Но в данном случае этот конус не должен сложиться при перегрузке 5g и при набегающем потоке воздуха 3000 м/с. К тому же этот конус нагревается (в среднем) до 600С.Поэтому я бы попросил бы не травмировать меня "что "боковушкам" ГО не нужны". Я могу отступиться от массы ГО для ББ 10 тонн. Но только до 5тонн. Согласен подвергнутся остракизму и осмеянию.

Ну, подвергнуть остракизму и осмеянию - это всегда пожалуйста! То, что Вы называете "ГО" для ББ - это т.н. "передний отсек", предназначенный для придания ББ обтекаемой формы, а также для размещения различной аппаратуры. Массу его точно оценить сходу сложно, но грубо - это несколько сот кг (в пределах тонны). Для ориентира можете посмотреть на реальную массу разнообразных головных обтекателей. Например ГО типа ST для "Союза-2.1" при диаметре 4,1 м и длине почти 12 м имеет массу 1500 кг. Правда он из трехслойного композита. А вот алюминиевый ГО Зенит-2 при диаметре 3,9 м и длине 13 м имел массу что-то в районе 2200 кг.

В.В.> Повторяю ещё раз, что перенос значений показателей стендовой установки на "боевой" (объектовый) ББ является неоправданным.

Да, стендовое изделие несколько тяжелее "боевого".

Varkadak>> Что значит "прямой перелив"?
Д.В.> Только и непоредственно из ББ в ЦБ.

Подразумеваются топливопроводы в районе двигателей?

Varkadak>>> Что значит "прямой перелив"?
Д.В.>> Только и непоредственно из ББ в ЦБ.
Varkadak> Подразумеваются топливопроводы в районе двигателей?

В данном случае ЦиХ рассматривал трубопроводы, подводимые к заборным устройствам соответствующих баков блока, в который осуществлялся перелив.

Я кстати немного напутал со схемой перелива.
Вот картинки из доклада на 35-х Королёвских чтениях:

Д.В.> А зачем? Это чисто служебная информация. Даже если она не имеет грифа, с какой стати ее публиковать? Не исключаю, впрочем, что лет через несколько она может появиться в какой-нибудь статье в одном из отраслевых журналов.
На ваш вопрос два ответа. Частный: чтобы нам было, на что сейчас опираться в обсуждении.
Глобальный: чем больше и активней циркулирует в обществе информация, тем стабильнее данное общество под внешними воздействиями и динамичнее в своем развитии.

Д.В.> Конечно, считали. У ЦиХ дважды был доклад на эту тему на Королевских чтениях. Если исходить из реалистичной схемы прямого перелива из ББ в ЦБ,
Почему схема перелива из первой пары в ЦБ и вторую пару, а после ее отделения - из второй пары в ЦБ, не реалистична?

Д.В.> то прирост массы ПГ где-то 2...2,5 т.
Для какой конфигурации РН, РБ и ПН и схемы вывода?

Д.В.> Тяговооруженность небольшая, а длительность АУТ 1-й ступени довольно приличная (209...212 сек). Поэтому и гравпотери велики. К тому же в 1-м пуске угол наклона траектории в конце 1-й ступени был несколько выше оптимального.
Значит, при оптимальной траектории потери будут меньше, а скорость при отделении ББ - больше. Однако, действительно скорость в момент разделения приличная. На какой высоте при нормальном выводе максимум аэродинамических нагрузок?

Varkadak>> Что значит "прямой перелив"?
Д.В.> Только и непоредственно из ББ в ЦБ. ЦиХ рассматривал и более экзотические схемы, например перелив из одного ББ в ЦБ и в другой ББ, что приводило к попарному сбросу боковушек и росту грузоподъемности за счет появления еще одной ступени. Но поскольку этот вариант приводит к появлению еще одной зоны отчуждения, то считать его реалистичным нельзя.

Но ведь и перелив из ББ в ЦБ должен приводить к более раннему сбросу ББ до ранее выделенной зоны отчуждения. Или изменением циклограммы дросселирования можно добиться того, чтобы и зона была та же, и груз увеличился?

Д.В.> Только и непоредственно из ББ в ЦБ. ЦиХ рассматривал и более экзотические схемы, например перелив из одного ББ в ЦБ и в другой ББ, что приводило к попарному сбросу боковушек и росту грузоподъемности за счет появления еще одной ступени. Но поскольку этот вариант приводит к появлению еще одной зоны отчуждения, то считать его реалистичным нельзя.

А можно добавить к экзотике еще экзотики, чтобы она стала реалистичной?
В моей "салфетке" ХС 1 ступени в этом варианте - 1376 м/с, как я понимаю, это означает, что отделяться она будет практически непосредственно над стартовым столом. Время работы этой ступени будет в 2,5 раза меньше времени работы нынешних ББ - то есть около 80 секунд. При ресурсе РД-191 в 250 секунд.
Так может подумать для ББ первой пары над вариантом первой ступени "Фалкон-9"?

Полл> На ваш вопрос два ответа. Частный:....

Для обсуждения нашего уровня информации вполне достаточно.

Полл> Глобальный: ....

Ну, найдите где-нибудь на просторах западного инета подробную весовую сводку на Commone booster core от Дельты-4. Я что-то не встречал. Значит ли этого, что американское общество стало менее устойчивым?

Полл> Почему схема перелива из первой пары в ЦБ и вторую пару, а после ее отделения - из второй пары в ЦБ, не реалистична?

Я уже писал - новые поля падения. Этот гемор никому не нужен.

Полл> Для какой конфигурации РН, РБ и ПН и схемы вывода?

Я считал для Ангары-А5. Сам ЦиХ оценивал для нее прирост ПГ в 1200 кг

Полл> Значит, при оптимальной траектории потери будут меньше, а скорость при отделении ББ - больше.

Да, конечно.

Полл> Однако, действительно скорость в момент разделения приличная. На какой высоте при нормальном выводе максимум аэродинамических нагрузок?

Примерно 11,4 км.

Д.В.> Ну, и конструктивно - на компоновке Ангары-А5:
На рисунке не Ангара-А5, сопла двигателей несимметричны относительно центрального.

Varkadak> Но ведь и перелив из ББ в ЦБ должен приводить к более раннему сбросу ББ до ранее выделенной зоны отчуждения. Или изменением циклограммы дросселирования можно добиться того, чтобы и зона была та же, и груз увеличился?

Разумеется, ББ будет падать ближе, но в данном случае, их можно попытаться "уложить" в зоны для первой ступени "Союза-2".

Д.В.> Ну, найдите где-нибудь на просторах западного инета подробную весовую сводку на Commone booster core от Дельты-4. Я что-то не встречал. Значит ли этого, что американское общество стало менее устойчивым?
Конечно.

Д.В.> Я считал для Ангары-А5. Сам ЦиХ оценивал для нее прирост ПГ в 1200 кг
На рисунке, где подписан прирост ПГ в 1200 кг - не "Ангара-А5". Я выше написал - сопла не симметричны.

Д.В.> Да, конечно.
Значит, нагрев будет больше.

Полл>> Однако, действительно скорость в момент разделения приличная. На какой высоте при нормальном выводе максимум аэродинамических нагрузок?
Д.В.> Примерно 11,4 км.
Ну хоть это хорошо, нагрев и напор сильно разнесены.

Полл> На рисунке не Ангара-А5, сопла двигателей несимметричны относительно центрального.

Она, родимая! Только сечение разреза там не плоскость, а две плоскости.

Д.В.> Она, родимая! Только сечение разреза там не плоскость, а две плоскости.
Интересно.
В моей салфетке +1200 кг ПГ получилось на геопереходной. Правда, при "двойном" переливе.
Я там выше спросил, почему первую пару боковушек не сделать возвращаемой по типу первой ступени "Фалкон-9"? Это заодно решит проблему с полями падения.
ХС второй пары боковушек в этом варианте оказывается в 3800-3900 м/с, то есть будут падать в районе падения боковушек "Ангары-А5"

Д.В.>> Ну, найдите где-нибудь на просторах западного инета подробную весовую сводку на Commone booster core от Дельты-4. Я что-то не встречал. Значит ли этого, что американское общество стало менее устойчивым?
Полл> Конечно.

Ничуть не бывало! Тираж журнала НК 8500 экз. Они расходятся не полностью. Это значит, что новостями ракетно-космической техники интересуются даже далеко не все работники отрасли. Посмотрите на форум НК: "Всего зарегистрированных пользователей: 6372, Приняло участие в обсуждении: 1670". Иными словами число активно интересующихся ракетно-космической техникой в России можно оценить числом от 1500 до 8500 человек. И то, что некоторому количеству из них потребовалась подробная весовая сводка бокового блока Ангары-А5 - не более чем флуктуация, которая никак на устойчивость общества не влияет.

Число зарегистрированных пользователей форума NSF - менее 30 тыс. человек из самых разных стран (в их числе и пользователи ФНК). Это ничтожно малый процент от населения планеты.

Полл> Я там выше спросил, почему первую пару боковушек не сделать возвращаемой по типу первой ступени "Фалкон-9"? Это заодно решит проблему с полями падения.

Чем они будут тормозиться? У маршевого ЖРД слишком высокая тяга.
Сколько будет потеряно ПГ при организации возврата пары ББ к месту старта?

Д.В.> Чем они будут тормозиться? У маршевого ЖРД слишком высокая тяга.
Не понял, чем "слишком высокая тяга" мешает торможению блока, поясните, пожалуйста.

Д.В.> Сколько будет потеряно ПГ при организации возврата пары ББ к месту старта?
Зависит от организации. Если поднять себестоимость возвращаемого ББ и за счет этого сохранить его сухую массу неизменной несмотря на системы возврата и перелива - ПГ не изменится.

В.В.>> Только КВТК не имеет преимуществ перед РБ "Бриз-М" (максимум 10% при ПН 6 тонн)

Полл> На геостационарную орбиту "Ангара-А5" с "Бриз-М" выводит 2,8 тн, а с КВТК - 4 тн. Это более 40% разницы.
Полл> А для вывода на НОО связка из нынешней "Ангары-А5" и КВТК не оптимальна, есть такое.


ВВ Я где-то натолкнулся на упрёк, что оперировать "формулой Циолковского"- всё равно, что проявлять дурной тон, демонстрировать плохое воспитание. Ну, естественно, только дилетанты размахивают этой формулой. Но как-будто бы формулой можно пользоваться, если её не называть "Циолковского". Интересно, знатоки знают, пользуются ли в США этой формулой, и если пользуются, то как она у них называется
Вообще, для человека без репутации эти обстоятельства не страшны.
Преобразуем и запишем "формулу Ц" до вида
Vmax=9,81*I*ln((1+r)/(n+r))
Где:
r - масса ПН в долях от стартовой массы РБ;
m - доля массы топлива в стартовой массе РБ;
n - доля массы конструкции в стартовой массе РБ
I - удельный импульс тяги (УИТ), с
РБ - ракетный блок
Vmax - отрабатываемая РБ характеристическая скорость, м/с.
Если взять за критерий оценки эффективности РБ Vmax, то получим равенство для двух РБ, использующих различное топливо

I1*ln ((1+r)/(n1+r)) = I2*ln((1+r)/(n2+r))
Зададимся значениями: УИТ РД на одном топливе (например I1) равен Х с, а на другом топливе (I2) 460с, причём n1=0,07 (доля массы топлива 0,93); n2=0,19(доля массы топлива 0,81).
Зададимся значениями r=0,08; 0,125; 0,16; 0,25. При стартовой массе РБ 24 тонны масса ПН будет соответственно равна 1,92; 3; 3,84; 6 тонн
Равенство будет соблюдено при значениях I1 равном соответственно
323с;334с;341с;352с.
Полученные данные сведены в таблицу
r = ...0,08........ 0,125........ 0,16........ 0,25
М пн=..1,92.........3..............3,84........6
I1=.....323..........334...........341.........352
Таким образом, доля массы топлива в стартовой массе КВТК находится на уровне 0,81, доля массы топлива в РБ типа "Бриз-М" находится на уровне 0,93.
При этих данных, для парирования преимущества КВТК в значении удельного импульса 460с достаточно достигнутых значений удельного импульса тяги ЖРД РБ типа "Бриз-М" на топливе АТ+НДМГ. Правда, значение УИТ 352с получить пока проблематично. Но это при массе ПН 6 тонн. При значении массы ПН=4 тонны будущий КВТК не имеет преимущества перед РБ "Бриз-М"

В.В.> Но как-будто бы формулой можно пользоваться, если её не называть "Циолковского". Интересно, знатоки знают, пользуются ли в США этой формулой, и если пользуются, то как она у них называется
Она у них называется "формула Циолковского". Как сказал один американец: "У каждого энтузиаста Космоса обязана быть майка с этой формулой!"

В.В.> Преобразуем и запишем "формулу Ц" до вида
В.В.> Vmax=9,81*I*ln((1+r)/(n+r))
Господи, а чем тебе стандартная форма записи не нра? Ну ладно, тут уже дело вкуса.

В.В.> Таким образом, доля массы топлива в стартовой массе КВТК находится на уровне 0,81, доля массы топлива в РБ типа "Бриз-М" находится на уровне 0,93.
Тебя опять подстерегла Википедия и жестоко отиздевалась?
Бриз-М
Масса топлива 19800
Масса сухая 2370
Это килограммы. Невырабатываемый остаток и газ наддува не учтен.

В.В.> При этих данных, для парирования преимущества КВТК в значении удельного импульса 460с достаточно достигнутых значений удельного импульса тяги ЖРД РБ типа "Бриз-М" на топливе АТ+НДМГ. Правда, значение УИТ 352с получить пока проблематично. Но это при массе ПН 6 тонн. При значении массы ПН=4 тонны будущий КВТК не имеет преимущества перед РБ "Бриз-М"
Совершенно верно. Поэтому использовать КВТК будут с большими ПН:

Масса ПН на целевых орбитах (при пусках с космодрома Плесецк, геопереходная, ΔV=1500 м/с, с РБ КВТК), кг 6690
Масса ПН на целевых орбитах (при пусках с космодрома Восточный, геопереходная, ΔV=1500 м/с, с РБ КВТК), кг 8820

В.В Метанол "плотнее" метана (0.42г/см куб). Носителя на метане не будет. Это начинай сначала - с 1950 года Рассматривался ЖК+СН4 несколько раз... Криогенный керосин. Пытаются ребята сыграть на "сладком" газогенераторе
Полл>> Как я понял, с метанол-кислородным движком.
ED> Метанол? Он же "неплотный".
ED> ЗЫ. Ага, прочитал. Метан-кислород там.

В.В.> В.В Метанол "плотнее" метана (0.42г/см куб).

Я имел в виду что у метанола плотность меньше чем у керосина (особенно "энергетическая плотность" - аж вдвое). А преимуществ (по сравнению с керосином) как у топлива не видно.

Метан - там уже совсем иные расклады.

ВВ. Ничего подобного. Посмотрите на 4 бревна "Ангары А5" и на "Протон-М" хотя бы внешне. Набор характеристической скорости по ступеням РН "Протон" почти одинаковый. Первый ракетный блок РН "Протон-М" (при работе на этапе работы превой ступени) расходует всего 30% топлива от всего запаса, а в "Ангаре-А5" - 55%. Для того, чтобы "Ангара-А5" стала керосиновым аналогом "Протона" евойный УРМ-1 нужно уменьшить по длине с 25 до 15 метров. И сделать неразъёмную связку 5 таких УРМ-1..............


В.В.>> "Ангара-А5" является попыткой сделать одноступенчатую ракету для выведения на НОО.
m-dva> Ангара, это керосиновый Протон без остановки встречного движения.