Д.В.>> Я-то давно разобрался. 0,3-0,7- "по-прежнему" для каких именно орбит и критериев?
Старый> Слушай, нас ведь читают и дети, такие как ОИМ. Они ведь тебе могут и поверить. Тебе не стыдно их обманывать?

Мне не стыдно, потому что я не обманываю.

Старый> Будем перебирать все ракеты и смотреть какая НА САМОМ деле тяговооружённость "низкоорбитальных" ступеней, вторых и третьих?

А они все спроектированы с использованием одних критериев, без ограничений или как? А что там с тяговооруженностью вторых ступеней? Что ты хочешь опровергнуть? То, что с увеличением высоты орбиты оптимальная тяговооруженность снижается, будешь спорить? Или тебя смущает, то что для НОО, в зависимости от критерия оптимизации. удельной массы ДУ и схемы выведения оптимальная тяговооруженность может быть в пределах от 0,5 до 1,2 и выше? Или ты не допускаешь мысли, что проектанты во многих случаях отступают от теоретически оптимальных значений по каким-либо причинам (использование готового двигателя, соображения стоимости разработки или производства и т.д.).
Я тебе - и детям, которые нас читают - пытаюсь объяснить простую вещь: проектирование всегда конкретно, нет никаких универсальных, заранее рассчитанных соотношений, в каждом конкретном случае проектант формирует проектные параметры, исходя из множества ограничений. Ну, вот пример: когда проектировали Н1, проектанты специально несколько снизили размерность блока А относительно оптимального значения, поскольку предполагали в будущем сделать верхние ступени на водороде (с которым относительная масса второй и третьей ступени была бы больше).


Д.В.>> для каких именно орбит и критериев?
Старый> Естественно для выведения на низкую опорную орбиту или на суборбитальную траекторию. Или ты уже про чтото другое?

А для каких критериев-то? Максимум МюПГ или что-то другое? Тяга двигателей задана (готовые двигатели), или они проектируются с нуля и их тяга может быть любой? И для какой ракеты? Для МБР, для РН с непрерывным выведением, или с довыведением?


Д.В.>> и критериев?
Старый> Критерий один - реальность. Опиши "реальность" формулой. Проектирование предполагает цифры, а не абстракции

Старый> Какова НА САМОМ ДЕЛЕ тяговооружённость ступеней предназначенных для выведения на низкую опорную орбиту.

Разная в разных проектных ситуациях и при различных критериях.

Старый> Ты как предпочитаешь - сразу слить или желаешь помучиться?

А чему сливать? У тебя же аргументов нет, одно беспомощное "бла-бла-бла".

Старый> Параметры Феникса подогнали под выбранный двигатель для второй ступени. Тяга двигательной установки ограничена 60 тоннами, тяговооружённость второй ступени не может быть меньше единицы,
Вообще-то она меньше.

Старый> Выделил тебе жирным и красным. Т-О-П-Л-И-В-А. Прочитай необходимое количество раз.
Старый> Определись и официально слей. После этого перейдём к двигателям.
Старый> Ато у меня нет уверенности что ты разобрался хотя бы с топливом.

Ну, то есть ты окончательно соскочил с "соотношения тяг и масс ступеней" на "соотношение масс топлива". Ну, ради бога! Это соотношение тоже может быть любым в зависимости от:
- критериев оптимизации
- массового совершенства конструкции ракетных блоков
- удельных импульсов ДУ
- транспортных и иных ограничений.
Оно может даже равняться "4 к 1", а может и не равняться. В общем, в каждом конкретном случае это соотношение будет принимать разные значения. Я здесь вообще не вижу предмета для какой-либо дискуссии.

Что там у тебя дальше?

Старый>> Параметры Феникса подогнали под выбранный двигатель для второй ступени. Тяга двигательной установки ограничена 60 тоннами, тяговооружённость второй ступени не может быть меньше единицы,


И при этом получили лучший результат, чем с РД-191.

Старый> А что не так с Атласом? Опять разгонный блок и геопереходная орбита не те?
Который на ноо к мкс сигнус выводил? Или тот, который х37б?

А то - что у него тяга 10т на второй ступени, 20т топлива + пн

Д.В.> А что с тяговооруженностью вторых ступеней?

Да! Что с нею? Какова она? По прежнему 0.3-0.7 или уже какаято другая?

Д.В.> Это ты не можешь назвать оптимальных значения для разных случаев. Я все в открытую выложил. Так что там у тебя с тяговооруженностями-то? Изложишь очередную "гипотенузу"?

У меня то? У меня примерно 1.0-1.5. Это типа наблюдаемый факт. А вот откуда у тебя 0.3-0.7? Откуда столь странная гипотенуза?

Д.В.> А какие двухступенчатые РН в 1960-х были разработаны специально, а не на основе БР?

А зачем оговорка "специально"? Законы физики одинаковы и для МБР и для РН для выведения на ЛЕО. ХС тоже примерно одинаковы. Или ты будешь доказывать что МБР разработаны "не специально"?

Д.В.> И, кстати, что там с соотношением масс и тяг у Космос-3М, к примеру?

Что значит "к примеру"? Нашёл таки исключение которое лишь подтверждает правило?
Космос-3М специально разработан для выведения на довольно высокие круговые орбиты 1000-1500 км с высоким наклонением и не может служить примером РН оптимизированной для выведения на ЛЕО. Так же как и Дельта.
К томуж конструкция исходной БРСД не допускала установки на неё тяжёлой второй ступени, но это не главное - главное - орбита.

Д.В.> И зачем ты плетешь сюда "законы физики"?

Затем что это они определяют оптимальное распределение масс и тяг.

Старый>> Ты цепляешься за то что счас не делают двухступенчатых РН рассчитанных на выведение на ЛЕО.
Д.В.> Не надо мне приписывать своих домыслов. Я ни слова об этом не сказал.

Сказал. Ты оговорил именно "современной". Зачем ты оговорил "современность" если не для того чтобы соскочить на то что сейчас других таких ракет нет?

Д.В.> Но если тебе нечего сказать про современные двухступенчатые РН, приведи примеры старых космических двухступенчатых РН (заметь, не РН, сделанных на основе двухступенчатых МБР, а специально разработанных для выведения КА на НОО), у которых соблюдалось бы мифическое (или магическое?) "соотношение 4 к 1" (хоть тяг, хоть масс).

Ты опять виляешь филеем. Законы физики для МБР и "низкоорбитальных" РН одинаковы и поэтому специально созданные двухступенчатые МБР вполне в тему. Если тебе нужны специально созданные РН то Ариана-1/4 и Зенит вполне в тему.

Д.В.> Ну, расскажи нам про "закон физики", согласно которому появляется "магическое соотношение 4 к 1", Готов выслушать.

ВСЕ законы физики.
А что это ты решил докопаться до законов физики? Ты решил попробовать доказать что ракеты создаются и летают вопреки законам физики?

Старый>> Ариан-1/4 вполне может рассматриваться как двухступенчатая РН с разгонным блоком.
Д.В.> Не может.

Может.

Д.В.> Это в чистом виде 3-хступенчатая РН, которая оптимизировалась для выведения исключительно на ГПО 200х35800 км наклонением около 7 град (без выведения на какую-либо промежуточную орбиту).

Абсолютно в таком же "чистом виде" как например Зенит-3SL.


Д.В.> Ее 3-я ступень, рассчитанная на однократное включение, никаким боком не может считаться КРБ. Так что не наводи тень на плетень

А ты чего, разгонные блоки отличаешь по количеству включений? Слушай, а блок "Л" он по твоему РБ?

Д.В.> Пакет Союза оптимизировался как 2-хступенчатая МБР, к которой потом приделывались разные 3-и чступени с разными двигателями. И размерность 3-их ступеней оптимизировалась с учетом тяги их двигателей. Поставили бы третью ступень с ЖРД тягой 40 тс увеличился бы и оптимальный запас топлива на ней. Это элементарные вещи.

И тем не менее тяговооружённость даже в качестве третьей ступени оказалась больше единицы. Никто не стал заливать в неё топлива больше чем тяга двигателя. Странно, не правда ли?

Д.В.> Кстати, тяговооруженность 3-й ступени Союза меньше 1.

По моим представлениям масса блока "И" примерно 25 тонн а тяга примерно 30 тонн. Тяговооружённость примерно 1.2. Нет?

Д.В.> Примерно та же история и с Протоном. Проектировался как 3-хступенчатая универсальная ракета (МБР и РН), испытываться начал в двухступенчатом варианте. А в варианте Протон-К получил 3-ю ступень с ЖРД унифицированным с ДУ 2-й ступени. Под его тягу и был выбран оптимальный РЗТ третьей ступени. И, заметь, тяговооруженность 3-й ступени у протона-М - меньше 1 - примерно 0,9.

По моим представлениям масса третьей ступени Протона примерно 50 тонн, тяга двигательной установки примерно 60 тонн. Тяговооружённость примерно 1.2. Нет?

В обоих случаях это ТРЕТЬИ ступени. И где 0.3-0.7?

Старый>> Это типа заклинание? Или тебе просто так хочется? Откуда у тебя данные по стоимости двухкамерного РД-0124?
Д.В.> Ну, как раз по твоей же теории: меньше элементов, меньше технологических операций.

По моей теории в ОДНОМ РД-191 будет меньше элементов чем в ДВУХ РД-0124. Существенно меньше элементов. Камер сгорания аж в 4 раза меньше. Поэтому по моей теории РД-191 должен быть дешевле.

Д.В.> Более крупная камера проще технологически (нет проблемы забивания припоем мелких каналов охлаждения, например). А, по-твоему как?

По моему камера сгорания РД-191 существенно более крупная чем камера РД-0124. Ты это имел в виду?

Д.В.> А что, РД-191 с высотным запуском уже отработан?

А что, есть проблемы?

Д.В.> Отнюдь.Стоимость разработки, в основном, определяется стоимостью изготовления и объемом стендовых испытаний. А он будет примерно тем же.

РД-191 уже создан и испытан.

Старый>> Затраты на высотный запуск РД-191 не будут стоить НИ-ЧЕ-ГО. В сопло вставят вышибную заглушку и будут запускать как на земле.
Д.В.> Для человека, который не делает сам, все - проще некуда Что-то напоминает с ФНК дискуссию про "простоту" повторного запуска 3-й ступени Протона

Так, ответить нисчего не смог и вместо официального слива решил вильнуть филеем с высотного запуска на повторный запуск. С запуском на высоте всё?

Д.В.> Самый сложный агрегат для отработки - ТНА.

Это тебе так хочется. Только что у тебя главной проблемой был высотный запуск, теперь уже ТНА...

Д.В.> Он уже есть.

А тут уже есть весь двигатель. И даже проверен в полёте.

Д.В.> РД-191 с высотным запуском тоже нет в серии.

Я думаю заглушечку в сопло найдут.

Д.В.> А даже если поставить на Союз-5 один серийный РД0124, он все равно даст лучший результат. При экономии в деньгах.

Следующим шагом ты предложишь вообще не ставить на вторую ступень двигатели. А тех кто делает верхние ступени с тяговооружённостью больше единицы как ОИМ объявишь дураками.

Д.В.> С какого бодуна она снизится при росте стоимости производства и заметном уменьшении Мпг? Это же арифметика, Старый!

Я ж тебе сказал: за счёт унификации с трёхмодульным вариантом.
И стоимость производства тоже снизится так как меньше операций и деталей.

Д.В.> Я-то давно разобрался. 0,3-0,7- "по-прежнему" для каких именно орбит и критериев?

И так с Союзом и Протоном разобрались - тяговооружённость третьей ступени оказалась 1.2.
Идём дальше?

Д.В.>> Я-то давно разобрался. 0,3-0,7- "по-прежнему" для каких именно орбит и критериев?
Старый> И так с Союзом и Протоном разобрались - тяговооружённость третьей ступени оказалась 1.2.
Старый> Идём дальше?

Старый, а как ты считаешь тяговооруженность ступени то?
По количеству топлива в ступени?
А ничего, что вроде надо бы и массу ступени и массу кгч прибавить?

Полл>> Так для второй, высотной ступени, стартовая тяговооруженность считается оптимальной в районе 1.
Alexandrc> ЕМНИП, Дмитрий В. писал о 0,7.

Друзья, с научной и инженерной точки зрения нельзя говорить о некоем едином раз и навсегда заданном значении того или иного проектного параметра (чем грешит старина Старый, дай Бог ему здоровья!).

Можно лишь говорить о том, что для низкой орбиты (высотой порядка 200 км), в зависимости от выбранного критерия оптимизации, схемы выведения, удельной массы ДУ, оптимальная тяговооруженность двухступенчатого носителя может лежать в диапазоне от 0,7 до 1,2 (и то не факт, что в каком-то конкретном случае тяговооруженность не выйдет за эти границы)

Leonar> Старый, а как ты считаешь тяговооруженность ступени то?
Leonar> По количеству топлива в ступени?

Тягу двигателя делить на массу ступени.

Leonar> А ничего, что вроде надо бы и массу ступени и массу кгч прибавить?

Можно и так, это ничего не изменит. Просто брать массу самой ступени проще и удобнее, не надо искать массу ПН которая к тому же может оказаться разной.

Старый> Можно и так, это ничего не изменит. Просто брать массу самой ступени проще и удобнее, не надо искать массу ПН которая к тому же может оказаться разной.

Так тогда все рн которые ты привел с кгч тяговооруженность менее еденицы...
Не...тяговооруженность, она и в африке тяговооруженность и естественно от кгч будет зависеть
Больше кгч - меньше тяговооруженность

А вот минимально возможная тяговооруженность будет зависеть от того на сколько по скорости и по какой траектории отработает предыдущая ступень

Д.В.> Друзья, с научной и инженерной точки зрения нельзя говорить о некоем едином раз и навсегда заданном значении того или иного проектного параметра (чем грешит старина Старый, дай Бог ему здоровья!).

Отнюдь. Я не говорю о неком раз и навсегда заданном значении. Я наоборот говорю что оптимальные параметры каждый раз определяются исходя из конкретных условий, параметров двигателей и конструкций, и т.д. и т.п. включая и просто традиции конструкторской школы.
И тем не менее общие законы физики и условия функционирования каждый раз приводят конструкторов разных фирм и стран примерно к одним и тем же соотношениям. Которые я и озвучиваю.


Д.В.> Можно лишь говорить о том, что для низкой орбиты (высотой порядка 200 км), в зависимости от выбранного критерия оптимизации, схемы выведения, удельной массы ДУ, оптимальная тяговооруженность двухступенчатого носителя может лежать в диапазоне от 0,7 до 1,2 (и то не факт, что в каком-то конкретном случае тяговооруженность не выйдет за эти границы)

В реальности у ракет рассчитанных на эти орбиты ступеней с тяговооружённостью меньше единицы нет (о 0.3 вообще нет и речи), у двухступенчатых ракет тяговооружённость второй ступени обычно превышает 1.2.

Д.В.>> Я-то давно разобрался. 0,3-0,7- "по-прежнему" для каких именно орбит и критериев?
Старый> И так с Союзом и Протоном разобрались - тяговооружённость третьей ступени оказалась 1.2.

Да, ну? А ты уверен? Давай считать. Начальная масса 3-й ступени "Союза-2.1а" включает в себя (для простоты без РБ): массу РЗТ 22367 кг, конечную массу блока И 2524 кг (уже со сброшенным ХО, Бог бы с ним), массу КА 7020 кг. Итого 31911 кг. Тяга двигателя 30,38 тс. Итого тяговооруженность равна 0,95

Оказалось, заметно меньше 1,2. Для Союза-2.1б это значение будет еще ниже.

Ты ошибся, Старый!
Для Протона-М сам посчитаешь, или как?

Старый> Тягу двигателя делить на массу ступени.

Строго говоря, тягу делить на вес. Но это так, к слову.
Есть подозрение, что ты неверно считаешь массу ступени.

Leonar>> А ничего, что вроде надо бы и массу ступени и массу кгч прибавить?
Старый> Можно и так, это ничего не изменит. Просто брать массу самой ступени проще и удобнее, не надо искать массу ПН которая к тому же может оказаться разной.

Что значит, "можно и так"? А давай-ка уточним: как ты считаешь тяговооруженность первой ступени РН. Вот у Протона-М какая тяговооруженность первой ступени?

Старый>... у двухступенчатых ракет тяговооружённость второй ступени обычно превышает 1.2.

Крайне редко, за исключением ракет с довыведением (шаттл, Энергия) или с РДТТ на последней ступени (с баллистической паузой) сходу и назвать-то трудно.

Leonar> Так тогда все рн которые ты привел с кгч тяговооруженность менее еденицы...

Я же сказал: для удобства я считаю таговооружённость ракетного блока и не спроста.
Я же заговорил о тяговооружённости не просто так и не для того чтобы было о чём поспорить.
Я хочу показать что реально тяговооружённость второй ступени таких ракет как Феникс лежит в пределах 1.2-1.5. И если масса блока второй ступени будет гдето 120 тонн то при тяговооружённости 1.3 тяга двигателя будет гдето 160 тонн. То есть РД-191 оказывается весьма близок к общепринятому значению.

Leonar> Не...тяговооруженность, она и в африке тяговооруженность и естественно от кгч будет зависеть
Leonar> Больше кгч - меньше тяговооруженность

Оказывается у всех подобных ракет тяговооружённость примерно одинакова как её ни считай.

Leonar> А вот минимально возможная тяговооруженность будет зависеть от того на сколько по скорости и по какой траектории отработает предыдущая ступень

Как правило оказывается что даже у ракет с большой и тяговооружённой первой ступенью, такой как у Зенита, тяговооружённость второй ступени не может быть меньше единицы.

Старый>>... у двухступенчатых ракет тяговооружённость второй ступени обычно превышает 1.2.
Д.В.> Крайне редко,

Давай посмотрим Титан-2, Циклон, CZ и Ариану-1/4?

Д.В.> за исключением ракет с довыведением (шаттл, Энергия) или с РДТТ на последней ступени (с баллистической паузой) сходу и назвать-то трудно.

А это я вобще не понял. Это ты про что?
Какраз у ракет с боковыми ускорителями обычно тяговооружённость второй ступени (центрального блока) меньше единицы.

Старый> Отнюдь. Я не говорю о неком раз и навсегда заданном значении.

А кто талдвычит про "волшебное соотношение 4 к 1"?

Старый>Я наоборот говорю что оптимальные параметры каждый раз определяются исходя из конкретных условий, параметров двигателей и конструкций, и т.д. и т.п. включая и просто традиции конструкторской школы.

Вот так раз, ты начал цитировать меня? Вот это славно! Про "волшебное соотношение 4 к 1" замнем для ясности? А вот традиции никак не влияют на выбор ОПП, они в основном сказываются на таких параметрах, как компоновочная схема, диаметр блоков (хотя это ближе к технологическим возможностям завода-изготовителя) и т.п.

Старый> И тем не менее общие законы физики и условия функционирования каждый раз приводят конструкторов разных фирм и стран примерно к одним и тем же соотношениям. Которые я и озвучиваю.

Очень примерно. А при использовании разных видов топлива, так и вообще редко.

Старый> В реальности у ракет рассчитанных на эти орбиты ступеней с тяговооружённостью меньше единицы нет (о 0.3 вообще нет и речи), у двухступенчатых ракет тяговооружённость второй ступени обычно превышает 1.2.

Про НОО высотой порядка 200 км и я не говорю ро 0,3 (см. графики внимательнее).

Старый> Как правило оказывается что даже у ракет с большой и тяговооружённой первой ступенью, такой как у Зенита, тяговооружённость второй ступени не может быть меньше единицы.

Это твоя - особенная тяговооруженность...
У зенита тоже менее единицы
А если бы сделали ртз в первой ступени больше, уменьшив при этом тяговооруженность первой ступени
Оставив вторую ступень как есть
То кгч бы могла бы быть 21600кг
Соответнно и тяговооруженность второй ступени была бы как у сункара

Старый>>>... у двухступенчатых ракет тяговооружённость второй ступени обычно превышает 1.2.
Д.В.>> Крайне редко,
Старый> Давай посмотрим Титан-2, Циклон, CZ и Ариану-1/4?

Титан-2 проектировался как МБР, Циклон проектировался на основе МБР Р-36, и тяги первых двух ступеней в них никто не изменял под орбитальные задачи. Ариан - трехступенчатая ракета, а мы обсуждаем двухступенчатые, нет?

Д.В.>> за исключением ракет с довыведением (шаттл, Энергия) или с РДТТ на последней ступени (с баллистической паузой) сходу и назвать-то трудно.

Старый> А это я вобще не понял. Это ты про что?

Про то. При использовании РДТТ, которые не могут долго работать, на верхних ступенях (см. Антарес) используется схема с пассивным участком между АУТ 1-й и 2-й ступени. И тяговооруженность 2-й ступени может быть заметно выше 1 и даже более.

Старый> Как раз у ракет с боковыми ускорителями обычно тяговооружённость второй ступени (центрального блока) меньше единицы.

А к чему ты сюда боковые ускорители притянул? Они кстати увеличивают количество ступеней, ежели что.

Старый> Про Ариану пишут что у неё масса второй ступени 40 тонн а тяга - 80 тонн. Опять тяговооружённость 2.0.
Старый> Прикинь какая тяга и тяговооружённость должны быть у Феникса?

Старый, заканчивай...прибавь все что выше ступени

Старый> Вот про Титан-2 пишут что у него масса второй ступени 30 тонн а тяга - 45 тонн. Тяговооружённость 1.5.

Для МБР маловата, а для РН - слишком много. оттого у Титана-2 и ноги коротки были, как у космического носителя.

Старый> Про Циклон пишут что у него масса второй ступени 50 тонн а тяга ажно 100 тонн. Тяговооружённость вообще 2.0

Для МБР нормально, даже можно было бы и побольше. Но для нормального использования в качестве космического носителя пришлось ставить третью ступень.

Старый> Про Ариану пишут что у неё масса второй ступени 40 тонн а тяга - 80 тонн. Опять тяговооружённость 2.0.

Сдается мне, ты снова неверно посчитал. Прибавь к массе ракетного блока заправленную третью ступень им массу спутника. Получится гораздо меньше двух. Но для 3-хступенчатых РН тяговооруженность 2-й ступени в районе 1,2-1,5 единиц - это нормально, в отличие от двухступенчатых.

Старый> Прикинь какая тяга и тяговооружённость должны быть у Феникса?

Примерно 0,8 при выведении на НОО - в самый раз.

Старый> Про Ариану пишут что у неё масса второй ступени 40 тонн а тяга - 80 тонн. Опять тяговооружённость 2.0.
Это про какую "Арианн" и где такое пишут?

Leonar> Это твоя - особенная тяговооруженность...

Проверь все остальные ракеты. Выясни моя особенная у них тчяговооружённость или стандартная. Не хочешь проверять - посмотри сообщения выше.

Leonar> У зенита тоже менее единицы
Что ты препираешься? Ты хочешь считать всю ступень вместе с ПН? Отлично. Тогда у Феникса к массе второй ступени тоже добавь 25 тонн блока ДМ со спутником. И получишь ту же тягу двигателя.


Leonar> То кгч бы могла бы быть 21600кг
Leonar> Соответнно и тяговооруженность второй ступени была бы как у сункара

О чём ты вообще разговариваешь? Ты можешь внятно объяснить что ты хочешь сказать?
У Сункара и так КГЧ будет 25 тонн - блок ДМ с шеститонным спутником.

Смысл разговора о тяговооружённости в чём? Не в том какую массу брать для рассчёта а в том какой тяги должен быть двигатель для получения данной тяговооружённости. И как не считай - с КГЧ или без КГЧ тяга двигателя получится одинакова. И она будет в районе 150-200 тонн.