Союз-5 ("Иртыш"), он же Феникс/Сункар

Alexandrc> Я просил примеры реально сейчас летающих двухступенчатых ракет, у которых соотношения массы ступеней/топлива и тяги двигателей 1:4 (специально уточняю).


Чтобы избежать перевода стрелок подчёркиваю: обсуждается Феникс/Союз-5. То есть для аналогии нужны не абы какие примеры а примеры РН с неводородным горючим и предназначенные для выведения на низкие околоземные орбиты.

Alexandrc> Поэтому Феникс для МС и Феникс для Байконура в идеале должны быть разными ракетами. Если сделать одинаковые, то идеальная для МС будет "отвратительной" для Байконура. Про Плесецк вообще молчу И уж точно не такая как для Канаверала

Феникс для МС вполне можно использовать без разгонного блока - по примеру Флакона-9.
При пуске же из Байконура/Восточного этот номер не прокатит никак.
Но это имеет значение только для запуска на ГПО. При запуске на низкую орбиту или на ССО или на межпланетную траекторию географическая широта космодрома не имеет существенного значения. Поэтому и для МС и для Канаверала и для Байконура и даже Плесецка оптимальные параметры РН практически не будут различаться.

Старый>> А та ступень что на Феникс парят сейчас явно недоразмерена.
Alexandrc> Буду отталкиваться от тех же цифр, что и ДмитрийВ, тем более тех, что можно подсмотреть на сайте самого SpaceX. Соотношение для ступеней 1:3.91,

Вот и у Флакона 1 к 4. Итак с тем что вторая ступень Феникса недоразмерена все согласны? Вопросов и возражений больше нет? Кто не согласен - обозначьте себя.
Осталось разобраться с тягой двигателя.

Alexandrc> и, как заметил zaitcev, на первой ступени стоит девять Мерлинов с тягой 8,227kN, а на второй один высотный с тягой 934kN. Т.о. соотношение тяг 1:8.81.
Alexandrc> Тогда Феникс по Старому должен иметь вторую ступень в 133т и тягу двигателя 806.2/8.81= 91.51тс.

С какрй это радости этот бред вдруг стал "по Старому" а не "по Александрсовскому"?
С какой дури "по моему" тяга второй ступени Феникса должна быть 91 т???
Тоже, чтоль, решил в клоуны податься? Насочинять какойто бред и заявить что это оказывается "по старому"?

Alexandrc> Тогда Феникс по Старому должен иметь вторую ступень в 133т и тягу двигателя 806.2/8.81= 91.51тс.

Ты можешь внятно сам себе объяснить с какой дури ты решил что соотношение тяг на Фениксе должно быть как на Флаконе? С какой дури? А главное: с какой дури ты решил приписать эту ахинею мне?

Alexandrc> Тяга РД-191 212.6тс. Т.е. предлагается задросселировать его более чем в два раза?
Alexandrc> Я правильно понимаю?

Конечно нет. Ты вобще ничего не понимаешь. Лепишь какйто бессвязный бред.
Я тебе 20 раз в явном виде сказал: тяга тоже должна тоже соотноситься как 1 к 4. Что ты не смог понять?

Alexandrc> Соотношение тяг 1 и 2 ступеней Протона 4.18, 2 и 3 - 3.91.

Ну надо же! Оказывается и у Протона 1 к 4! Кто бы мог подумать...

Alexandrc> Возникло желание поверх второй ступени Феникса по Старому, поставить третью, которая вторая на картинках

Когда некто свой идиотский бред начинает демонстративно выдавать за мнение оппонента то это называется тупизмом, тролингом и демагогией. Это должно штрафоваться но видать не здесь. Вот поэтому космический форум Авиабазы и умер.

В данном случае Александрс решил соотношение тяг сделать 1 к 8, но заявил что это не по его а по Старому, решил поставить три ступени но заявил что это не по его а по Старому, решил задроселировть РД-191 в два раза но заявил что это не по его а по Старому.
Следующий раз он заявит что по Старому 2х2=5 а земной шар квадратный. А я должен буду за это оправдываться.

Старый>> Почему целый километр в секунду разницы в ХС не изменил массу ПН?
Д.В.> Потому что у Титан 2 дальность в районе 16 000 км (а не 10-11 тыс. как для типовой современной МБР).

Поэтому на нём подобрали оптимальное для такой ХС соотношение масс ступеней и тяг двигателей?

Старый>> Это к тому что вторая ступень Феникса вчетверо меньшая чем первая и с одним двигателем РД-191 вполне будет соответствовать всем историческим и современным тенденциям ракетостроения. А та ступень что на Феникс парят сейчас явно недоразмерена.
Д.В.> Ты бы хоть какие-то расчеты привел, а не манипулировал.

Стой. С размерностью ступени всё? Внятно объяви что ты согласен что та ступень которую счас лепят на Феникс недоразмерена и что оптимальное соотношеие масс ступеней должно быть гдето 4 к 1. Объяви это внятно в явном виде.

Д.В.> Пока что все расчеты показывают, что РД-191В на 2-й ступени избыточен и ведет к падению Мпг и росту стоимости. Как раз из-за неоптимальной тяги.

Ещё раз внятно: использование на Циклоне, Титане-2, CZ, Ариане-1/2, Протоне тяги второй ступени в четыре раза меньшей чем первой тоже избыточно, неоптимально и ведёт к падению Мпг? Да/Нет?


Д.В.> "Некие оптимальные параметры" считаются всякий раз при проектировании новой ракеты, а не берутся в готовом виде из статистики или еще откуда.

И каждый раз в результате рассчётов у самых разных стран, фирм и конструкторских школ эти оптимальные параметры оказываются одинаковы - соотношение масс и тяг первой и второй ступени оказывается 4 к 1.
Толи у них другая физика толи они все дураки а ты один умный.

Alexandrc>> Я просил примеры реально сейчас летающих двухступенчатых ракет, у которых соотношения массы ступеней/топлива и тяги двигателей 1:4 (специально уточняю).
Старый> Фалкон-9v1.2. Первая ступень - 432 тонны топлива, вторая ступень - 108 тонн топлива. Делить 432 на 108 будем в столбик?

Про тягу двигателей уже забыто?
Старый> Я ж тебе сразу сказал: я бы сделал вторую ступень в 4 раза меньше первой и поставил на неё двигатель в четыре раза меньше чем на первой. Как у всех нормальных людей.

Старый> Чтобы избежать перевода стрелок подчёркиваю: обсуждается Феникс/Союз-5. То есть для аналогии нужны не абы какие примеры а примеры РН с неводородным горючим и предназначенные для выведения на низкие околоземные орбиты.

Тогда уж чтобы совсем конкретно, то говорим о реально летающих двухступенчатых керосиновых ракетах, у которых соотношения массы ступеней/топлива и тяги двигателей 1:4.
Феникс чисто керосиновый, но пока даже в виде документации не существует.
Зенит отлетался, но бог с этим, смотрим в мануал: отношение тяг 806.4/(93+8.1)=7.89, топлива 322280/81740=3,94. По тяге не проходит под заявленное.
Фалкон-9 так же не проходит по тягам.
У Циклона, вонючка, а значит распространять на керосиновые нельзя, т.к. от сравнения с водородными отказано (для аналогии нужны не абы какие примеры а примеры РН с неводородным горючим и предназначенные для выведения на низкие околоземные орбиты) и принцип надо доводить до конца: рассматривать только РКН с одинаковым топливом, а значит исключительно керосин. Отношения тяг 303,2/101,5=2,99, уже можно дальше не сравнивать, но сравню массы топлива - 115,9/45,6=2,54. Тоже выпадет из принципа 1:4.

PS Фалкон-9 и Зенит близки друг к другу, но обе не укладываются в 1:4.

Alexandrc>> Тогда Феникс по Старому должен иметь вторую ступень в 133т и тягу двигателя 806.2/8.81= 91.51тс.
Старый> С какрй это радости этот бред вдруг стал "по Старому" а не "по Александрсовскому"?
Вот бредить не надо и приписывать мне свои непонятки. Можно спросить, культурно. Я поясню

Старый> С какой дури "по моему" тяга второй ступени Феникса должна быть 91 т???

Где написано про "твою" тягу? В сообщении речь только про массу по "твоему" соотношению 1:4.

Старый> Ты можешь внятно сам себе объяснить с какой дури ты решил что соотношение тяг на Фениксе должно быть как на Флаконе? С какой дури?

С того, что подобные (близкие) соотношения тяг на Ф9 и Зените, двухступенчатых керосиновых ракетах, а поскольку Феникс ре инкарнация Зенита, то и соотношения тяг должно быть рядом. Мне больше нравится то, что у Фалькон-9.

Старый> А главное: с какой дури ты решил приписать эту ахинею мне?
Будь добр, процитируй конкретно, где я тебе, что-то приписываю.

Alexandrc>> Тяга РД-191 212.6тс. Т.е. предлагается задросселировать его более чем в два раза?
Alexandrc>> Я правильно понимаю?
Старый> Конечно нет.

Этого было бы достаточно, без словесного поноса.

Alexandrc>> Соотношение тяг 1 и 2 ступеней Протона 4.18, 2 и 3 - 3.91.
Старый> Ну надо же! Оказывается и у Протона 1 к 4! Кто бы мог подумать...

Протон не керосиновый - значит выбывает из сравнения.

Alexandrc>> Возникло желание поверх второй ступени Феникса по Старому, поставить третью, которая вторая на картинках
Старый> Когда некто свой идиотский бред начинает демонстративно выдавать за мнение оппонента то это называется тупизмом, тролингом и демагогией.

Гм... я пишу про свое желание, а Старый видит, что я ему приписываю мнение... Так кто из нас бредит, занимается тупизмом, тролингом и демагогией?

Leonar> Да урм3в на вторую ступень и всего делов
Leonar> И тяга и ртз вроде подходит
Leonar> И пн около 22т будет

Ну да, вторая водородная ступень была бы лучше всего. Единственно МС получится более геморойным, т.к. добавляется еще один опасный криогенный компонент.

Старый> Масса боевого оснащения МБР Титана-2 - 3.7 тонны.
Старый> Масса выводимого на ЛЕО корабля Джеминай - 3.8 тонны.
Старый> Почему целый километр в секунду разницы в ХС не изменил массу ПН?

Бомбы выводятся не на круговую орбиту, а на эллиптическую, с перигеем глубоко под землёй.

Старый> Я ж тебе сразу сказал: я бы сделал вторую ступень в 4 раза меньше первой и поставил на неё двигатель в четыре раза меньше чем на первой. Как у всех нормальных людей.

А я бы сделал вторую ступень в оптимальной размерности. Для которой двигатель вчетверо большей тяги - наихудшее решение из всех доступных.

Старый> Ну надо же! Оказывается и у Протона 1 к 4! Кто бы мог подумать...

"Протон" - 3-хступенчатая (при выведении на НОО) РН. Не надо ее притягивать к двухступенчатым.

Старый> Поэтому на нём подобрали оптимальное для такой ХС соотношение масс ступеней и тяг двигателей?

Скажем так: более оптимальное для МБР. Все же у Титана 2 была неоптимальная (низкая с точки зрению МюПГ) тяговооруженность 1-й ступени (примерно 1,25 вместо оптимальных 2,5-3,5), что отчасти компенсировалось за счет тяговооруженности второй, которая для РН была уже избыточной. Отчего Титан 2 как космический носитель имел "короткие ноги".

Старый> Стой. С размерностью ступени всё? Внятно объяви что ты согласен что та ступень которую счас лепят на Феникс недоразмерена и что оптимальное соотношеие масс ступеней должно быть гдето 4 к 1. Объяви это внятно в явном виде.

Объявляю: размерность второй ступени Союза-5 близка к оптимальной, как с точки зрения Максимум Мю ПГ (оптимальный РЗТ около 60000 кг, оптимальная тяговооруженность 0,99. что соответствует тяге 88 тс в вакууме), так и с точки зрения максимальной массы ПГ при заданном наборе двигателей (для РД-171М и 2РД0124 - оптимальный РЗТ примерно 55000 кг). Применение 2-х РД0124 на второй ступени при стартовой массе 520 т обеспечивает наилучшие энергетические характеристики РН. Применение РД-191В - обеспечивает наихудшие характеристики.

Старый> Ещё раз внятно: использование на Циклоне, Титане-2, CZ, Ариане-1/2, Протоне тяги второй ступени в четыре раза меньшей чем первой тоже избыточно, неоптимально и ведёт к падению Мпг? Да/Нет?

Еще раз внятно:
- Циклон, CZ и Титан-2 создавались как 2-хступенчатые МБР, для которых оптимальные тяговооруженности значительно выше, чем для двухступенчатых РН.
- Арианы и Протон исключаем, поскольку это 3-хступенчатые РН, не имеющие отношения к вопросам величин и соотношений масс и тяг ступеней 2-хступенчатых РН.

Д.В.>> "Некие оптимальные параметры" считаются всякий раз при проектировании новой ракеты, а не берутся в готовом виде из статистики или еще откуда.
Старый> И каждый раз в результате рассчётов у самых разных стран, фирм и конструкторских школ эти оптимальные параметры оказываются одинаковы - соотношение масс и тяг первой и второй ступени оказывается 4 к 1.

Отнюдь, далеко не всякий раз. Как мы видим нигде точного "4 к 1" практически нет. Кстати для оптимального (по Максмуму МюПГ) Союза-5 соотношение ступеней 5,85 к 1, а вовсе не 4.

Старый> Толи у них другая физика толи они все дураки а ты один умный.

Предлагаю иной вариант: ни у одного современного двухступенчатого носителя (с одним типом топлива на обеих ступенях) нет соотношения ступеней в точности 4 к 1. И знаешь почему? Потому что результаты расчетов для разных - конкретных - ракет дают разные - конкретные - значения.

Старый> Ну и наконец Зенит.
Старый> Первая ступень - 322 тонны топлива, вторая ступень - 82 тонны. Соотношение 3.93.

А соотношение ступеней 459/110=4,17.

Ты уж определись однозначно, что считаешь: соотношение ступеней или соотношение масс топлива

Старый> Ну и наконец Зенит.
Старый> Первая ступень - 322 тонны топлива, вторая ступень - 82 тонны. Соотношение 3.93.
Старый> С тем что запас топлива на второй ступени должен быть в четыре раза меньшим чем на первой все согласны?
Старый> Или есть те кто так ничего и не смог понять?
Еще бы... Конечно есть!
Старый> Можно переходить к тяге двигателя или продолжать тыкать носом в массу топлива?
Погодь с массой топлива, давай для начала разберемся с тяговооруженностью второй ступени в ситуации "до" и " после" расходывания запаса топлива.
Ведь в случае вывода с многократным включением РД-191, импульс его тяги будет в 9-10 раз превосходить остаточный вес ступени.
Фактически полезная нагрузка будет испытывать ускорения равносильные падению с 50 метровой высоты на бетон.
Внимание вопрос: а скажи-ка Старый какие спутники выдержат такое испытание?

Alexandrc> Про тягу двигателей уже забыто?

Конечно нет. И будет повторяться раз за разом.
Однако что с запасом топлива? Всё? Если всё то переходим к двигателям.

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.

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.

Alexandrc> PS Фалкон-9 и Зенит близки друг к другу, но обе не укладываются в 1:4.

Вот с этим и следует разбираться, если конечно есть желание.
Для начала можно сразу констатировать что масса топлива и тяга (предполагая два РД-0124) второй ступени Феникса меньше чем и Зенита и Флакона.

Старый>> Масса боевого оснащения МБР Титана-2 - 3.7 тонны.
Старый>> Масса выводимого на ЛЕО корабля Джеминай - 3.8 тонны.
Старый>> Почему целый километр в секунду разницы в ХС не изменил массу ПН?
Xan> Бомбы выводятся не на круговую орбиту, а на эллиптическую, с перигеем глубоко под землёй.

И тем не менее "почемуто" массы ПН в обоих случаях оказались одинаковы. Как и у Р-36/Циклона.
А на самом деле ХС почти одинаковы. Перигей межконтинентальной траектории находится не так уж глубоко под землёй, зато апогей на высоте примерно полутора тысяч км. Если же РН рассчитана на вывод РБ на суборбитальную траекторию то её ХС может оказаться даже меньше чем у МБР.

Д.В.> А я бы сделал вторую ступень в оптимальной размерности. Для которой двигатель вчетверо большей тяги - наихудшее решение из всех доступных.

А я бы сделал в размерности для которой двигатель вчетверо меньшей тяги - наилучшее решение из всех возможных.

Ты бы сделал наихудшее а я бы сделал наилучшее - в этом разница между нами.

Старый>> Ну надо же! Оказывается и у Протона 1 к 4! Кто бы мог подумать...
Д.В.> "Протон" - 3-хступенчатая (при выведении на НОО) РН. Не надо ее притягивать к двухступенчатым.

Трёхступенчатая. Но и там 1 к 4 причём по всем трём ступеням.

Старый>> Поэтому на нём подобрали оптимальное для такой ХС соотношение масс ступеней и тяг двигателей?
Д.В.> Скажем так: более оптимальное для МБР.

Сформулируй внятно: почему для МБР такое соотношение оптимально а для РН - нет? Ты так и не смог сформулировать своё основное утверждение.

Д.В.> Все же у Титана 2 была неоптимальная (низкая с точки зрению МюПГ) тяговооруженность 1-й ступени (примерно 1,25 вместо оптимальных 2,5-3,5), что отчасти компенсировалось за счет тяговооруженности второй, которая для РН была уже избыточной.

А у Р-36/Циклона? А у CZ-2? А у Арианы-1? А у Флакона? Почему у всех РН оказывается "неоптимальная" с твоей точки зрения тяговооружённость?

Д.В.> Отчего Титан 2 как космический носитель имел "короткие ноги".

У тебя у всех ракет получаются короткие ноги. Неслабые такие ноги оказались у Титана - 3.8 тонн ПН при 150 тоннах стартовой массы. МюПН больше чем у Союза и много больше чем у Востока. При том что Титан двухступенчатый и гептиловый.

Д.В.> Объявляю: размерность второй ступени Союза-5 близка к оптимальной,

Не объясняешь а заклинаешь. Что все РН идут не в ногу а Союз-5 - в ногу.

Д.В.> при заданном наборе двигателей (для РД-171М и 2РД0124 - оптимальный РЗТ примерно 55000 кг).

Опаньки! Какая славная оговорочка - "при заданном наборе двигателей"! Когда именно этот набор в виде РД-0124 и оспаривается.

Д.В.> Применение 2-х РД0124 на второй ступени при стартовой массе 520 т обеспечивает наилучшие энергетические характеристики РН. Применение РД-191В - обеспечивает наихудшие характеристики.

Почему же конструкторы всех остальных ракет не знали об этом гениальном откровении? Почему они на других ракетах так не сделали?

Старый>> Ещё раз внятно: использование на Циклоне, Титане-2, CZ, Ариане-1/2, Протоне тяги второй ступени в четыре раза меньшей чем первой тоже избыточно, неоптимально и ведёт к падению Мпг? Да/Нет?
Д.В.> Еще раз внятно:
Д.В.> - Циклон, CZ и Титан-2 создавались как 2-хступенчатые МБР, для которых оптимальные тяговооруженности значительно выше, чем для двухступенчатых РН.

Так. Ответа Да/Нет не последовало. Последовал перевод стрелок и виляние филеем. Хорошо.

Ещё раз внятно: по какому критерию для МБР это соотношение оптимально? По МюПГ - Да/Нет?
Уже ясно видно как ты пытаешься спастись - ты пытаешься доказать что для МБР и для РН для ЛЕО оптимальные соотношения разные. Отлично. Будем загонять.

Д.В.> - Арианы и Протон исключаем, поскольку это 3-хступенчатые РН, не имеющие отношения к вопросам величин и соотношений масс и тяг ступеней 2-хступенчатых РН.

Почему ты решил что для трёхступенчатых РН действуют другие законы физики? Что касается Арианы-1/4 то её вообще можно рассматривать как двухступенчатую РН с водородным РБ.

Д.В.> Отнюдь, далеко не всякий раз. Как мы видим нигде точного "4 к 1" практически нет.

Как мы видим соотношение 4 к 1 по топливу практически везде, а по тяге есть вариации вызванные конкретными техническими соображениями.

Д.В.> Кстати для оптимального (по Максмуму МюПГ) Союза-5 соотношение ступеней 5,85 к 1, а вовсе не 4.

В достоверности твоих рассчётов есть сомнения.

Д.В.> Предлагаю иной вариант: ни у одного современного двухступенчатого носителя (с одним типом топлива на обеих ступенях) нет соотношения ступеней в точности 4 к 1.

А у Флакона? А у CZ-2F?

Д.В.> И знаешь почему?

Потому что ты не знаешь современных носителей?

Д.В.> Потому что результаты расчетов для разных - конкретных - ракет дают разные - конкретные - значения.

Которые всё время оказываются одинаковыми.

Д.В.> Ты уж определись однозначно, что считаешь: соотношение ступеней или соотношение масс топлива

Я по моему ясно сказал: соотношение масс топлива.