Новая ракета для большого космоса

Полл> Надо будет в "Творческом Мальстреме" открыть космический раздел.
Полл> Посчитал на баз своей "надувной ракеты" тяжелый носитель, постаравшись привязать свои почеркушки к реальным движкам.

Перегрузки великоваты получаются. И 2 РД-170 расходуются нерационально.

И на 3 ступени хватит тяги?

Naib> Перегрузки великоваты получаются.
Максимальные перегрузки:
1 ступень - 2 g (для точности - чуть более),
2 - 4 g,
3 - 2 g (опять же ради точности чуть меньше).

Naib> И 2 РД-170 расходуются нерационально.
РД-170 задуман многоразовым. Боковушки "Энергии" должны были быть спасаемыми. Так что я собираюсь два модуля с стартовым движками мягко сажать и использовать повторно. При длительности работы первой ступени в полминуты их ресурса на десяток стартов должно хватать.

Naib> И на 3 ступени хватит тяги?
Тяговооруженность ступеней в начале работы:
1-я - чуть больше 1,9,
2 - 1
3 - 0,5.
Классическое для трехступечатых ракет с высокой стартовой тяговооруженностью.

Naib>> И 2 РД-170 расходуются нерационально.
Полл> РД-170 задуман многоразовым.

Так гораздо лучше

Naib>> И на 3 ступени хватит тяги?
Полл> 3 - 0,5.
Полл> Классическое для трехступечатых ракет с высокой стартовой тяговооруженностью.

Тогда, наверное, 3 ступень РД-0120.

Полл> Надо будет в "Творческом Мальстреме" открыть космический раздел.

Пожалуй.

Naib>>> И 2 РД-170 расходуются нерационально.
Полл>> РД-170 задуман многоразовым.
Naib> Так гораздо лучше
С учётом высокого весового совершенства баков, и, соответственно, цены, сокращение взлетной массы в полтора раза тоже существенно.

Naib> Тогда, наверное, 3 ступень РД-0120.
Вокруг него все и крутится. Был бы у нас другой хороший кислород-водородный движок - взял бы его. Я не люблю сверхтяжёлые ракеты.

Naib> Какое-то время обдумывал ракету по типу эдакого "кукурузного початка"
Я сейчас пришел к чему-то подобному.
Только "ствол" это силовая корзина с отсеком ПН внутри.
И сверху в качестве "шляпы" бак жидкого водорода.
Снизу скидываемые модули с движками.

Naib> 2 Внешние ёмкости построены по работе материалов на растяжение (но не сжатие) и имеют очень малую сухую массу (1-2% от веса топлива). В общем итоге это должно дать сухую массу ступени 3-4% от полной.
Для водорода это тоже работает, только материал баков должен быть уже специальным.
И при большом количестве ступеней начинает расти относительная масса устройств, необходимых для сброса ступеней.

Naib> Применение этого - скорее всего 2 и 3 ступени "вонючек". С их компонентами легко работать в этой концепции. На втором месте - кислород/керосин. С водородом фокус не пройдёт.
Посмотри на потребные мощности силовых установок. Движки первой ступени, особенно с маловысотным соплом, бессмысленно тащить выше 40 км. Движки, способные обеспечить нужную тягу для подъёма на высоту орбиты, около веса всего носителя, лишний балласт при разгоне до орбитальной скорости.

Naib>> Какое-то время обдумывал ракету по типу эдакого "кукурузного початка"
Полл> Я сейчас пришел к чему-то подобному.
Полл> Только "ствол" это силовая корзина с отсеком ПН внутри.
Полл> И сверху в качестве "шляпы" бак жидкого водорода.
Полл> Снизу скидываемые модули с движками.

Так - тоже вариант, но он исключает возможность установки САС и скорее всего вносит серьёзные ограничения на габариты спутника. Впрочем, кто сказал, что ПН не может быть компактной?

Naib>> 2 Внешние ёмкости построены по работе материалов на растяжение (но не сжатие) и имеют очень малую сухую массу (1-2% от веса топлива). В общем итоге это должно дать сухую массу ступени 3-4% от полной.
Полл> Для водорода это тоже работает, только материал баков должен быть уже специальным.

Для водорода - шибко трудно. Криостойкость, возможность держать давление до 20 атм (12 - как минимум), теплоизоляция. Тут увеличение ёмкостей отрицательно сыграет в массе общей системы и вряд ли это покроется выигрышем от возможности сброса ступеней.

Полл> И при большом количестве ступеней начинает расти относительная масса устройств, необходимых для сброса ступеней.

Не в этом случае. Патрон отделения троса подвеса бака, патрон-узел разделения гидросистемы перекачки топлива, возможно патрон уведения. Хотя последнее возможно и за счёт остаточных газов наддува.

Полл> Посмотри на потребные мощности силовых установок. Движки первой ступени, особенно с маловысотным соплом, бессмысленно тащить выше 40 км. Движки, способные обеспечить нужную тягу для подъёма на высоту орбиты, около веса всего носителя, лишний балласт при разгоне до орбитальной скорости.

Первая ступень имеет большой расход топлива и компенсировать его этим приёмом трудно. Кроме того, атмосферный напор тоже изрядно мешает отделению лёгких пустых баков. Так что атмосферные ступени в этой концепции остаются прежними: 2 бака + пакет двигателей. Для "вакуумных" ступеней потребная мощность для перекачки - десятки киловатт. Немного, на фоне мощности ТНА и самого двигателя.

Скажем, 2 ступень Протона имеет 150 тонн топлива и работает 215 секунд. Делим его на баки по 5 тонн (30 штук типовых баков) и сбрасываем по 2 бака каждые 15-16 секунд. К окончанию работы ступени её вес - это вес двигателей + опорной колонны, то есть что-то тонны 3-4, вместо примерно 12, как сейчас.

Как-то так...

Naib> Так - тоже вариант, но он исключает возможность установки САС
САС съедает много ПН и потому используется только при выводе людей. По какой причине экономически обоснованно выводить людей в минимальных по массе капсулах.

Naib> и скорее всего вносит серьёзные ограничения на габариты спутника. Впрочем, кто сказал, что ПН не может быть компактной?
Я ранее привёл габариты отсека ПН: высота 22 метра, диаметр 7,6 метра. Расчетная плотность ПН 100 кг на кубический метр.

Naib> Для водорода - шибко трудно. Криостойкость, возможность держать давление до 20 атм (12 - как минимум), теплоизоляция.
Теплоизоляция нужна только в атмосфере.
У меня большое желание обернуть бак с водородом на старте баками с кислородом с внутренней теплоизоляцией со стороны бака водорода. И по выходе с атмосферы сбрасывать баки из-под кислорода вместе с теплоизоляцией.

Naib> Не в этом случае. Патрон отделения троса подвеса бака, патрон-узел разделения гидросистемы перекачки топлива, возможно патрон уведения.
Шины и разъёмы питания, трубопроводы и задвижки, узлы крепления для тросов.
Попутно, как теорЭтиГ, отмечу, что отстрел троса под нагрузкой не тот процесс, что вызывает ассоциации со словом "безопасность", почему-то.

Naib> Скажем, 2 ступень Протона имеет 150 тонн топлива и работает 215 секунд. Делим его на баки по 5 тонн (30 штук типовых баков) и сбрасываем по 2 бака каждые 15-16 секунд. К окончанию работы ступени её вес - это вес двигателей + опорной колонны, то есть что-то тонны 3-4, вместо примерно 12, как сейчас.
То есть к концу работы второй ступени масса станет на 8-9% меньше.
То есть выводимая нагрузка увеличится менее, чем на 10%.
На сколько увеличится цена ракеты?

Полл> Я ранее привёл габариты отсека ПН: высота 22 метра, диаметр 7,6 метра. Расчетная плотность ПН 100 кг на кубический метр.

Это я где-то пропустил.

Полл> Шины и разъёмы питания, трубопроводы и задвижки, узлы крепления для тросов.

Подвод питания всего один, для насоса, трубопровод один, задвижек нет. Запорный клапан остаётся на силовой колонне.

Полл> То есть к концу работы второй ступени масса станет на 8-9% меньше.
Полл> То есть выводимая нагрузка увеличится менее, чем на 10%.

Масса уменьшится где-то процентов на 10-12. ПН вырастет ещё больше.

Полл> На сколько увеличится цена ракеты?

Если всё сработает как мечтается - цена уменьшится

Naib> Подвод питания всего один, для насоса, трубопровод один, задвижек нет. Запорный клапан остаётся на силовой колонне.
"Коли жгут то целый пуд, коль разъём то им убъем!!" - фольклор авиационных КБ СССР. А у тебя и мощность в 10 кВт, и длина в десятки метров.
При криогенном топливе на борту просятся шины из сверхпроводников, благо они уже в коммерческой эксплуатации есть.
Запорный клапан это и есть задвижка в данном случае. И то, что он остаётся на ракете, её весовое совершенство ухудшает.

Naib> Масса уменьшится где-то процентов на 10-12. ПН вырастет ещё больше.
К концу работы второй ступени Протона его масса около 100 тонн. А сухая масса второй ступени около 12 тонн. Из которых ещё надо вычесть массу двигателей.
То есть на баки, трубопроводы с арматурой, несущие конструкции все вместе во второй ступени этой РН около 10 тонн. То есть сбросом баков ты более, чем на 8-9% конечную массу ракеты на этапе работы ускорителя второй ступени не уменьшишь.

Полл>> На сколько увеличится цена ракеты?
Naib> Если всё сработает как мечтается - цена уменьшится
Тогда на параметр удешевления и предлагаю сделать основной упор.

Полл> "Коли жгут то целый пуд, коль разъём то им убъем!!" - фольклор авиационных КБ СССР. А у тебя и мощность в 10 кВт, и длина в десятки метров.

Метко сказано. Видел эти жгуты в большой палец толщиной. И разъёмы, как кистень.
Для снижения потребной мощности можно делать наддув в сбрасываемых баках (тогда разница давлений в центральном баке и периферии уменьшается и производимая работа насоса тоже).

Полл> При криогенном топливе на борту просятся шины из сверхпроводников, благо они уже в коммерческой эксплуатации есть.

Там в основном керамика и они довольно хрупкие.

Полл> То есть на баки, трубопроводы с арматурой, несущие конструкции все вместе во второй ступени этой РН около 10 тонн. То есть сбросом баков ты более, чем на 8-9% конечную массу ракеты на этапе работы ускорителя второй ступени не уменьшишь.

Если бы двигатели могли гарантированно работать 500+ секунд, то один из двигателей второй ступени мог бы стать маршевым для третьей. Плюс вариации стартовой массы верхней ступени, путём навешивания разного количества баков с топливом. Тут можно не только Протон "средний" и "лёгкий" изготовить, но и вообще широкую линейку ракет, максимально оптимизированную под ПН. Опять же "средний" Протон в такой концепции получает существенный прирост ПН (так как его остаточная масса меньше, чем у "тяжёлого" Протона)

Как-то так...

Naib> Для снижения потребной мощности можно делать наддув в сбрасываемых баках (тогда разница давлений в центральном баке и периферии уменьшается и производимая работа насоса тоже).
Можно довести идею с наддувом до логического завершения, обходясь вообще без насоса.
Здесь малые размеры единичного бака и малое время переливания топлива из него будут в плюс: оболочка во время переливания и высокого давления наддува работает за пределом эластичной деформации.

Naib> Если бы двигатели могли гарантированно работать 500+ секунд, то один из двигателей второй ступени мог бы стать маршевым для третьей.
РД-0120 гарантированный ресурс непрерывного прожига - 750 секунд.
Но чтобы единичный движок со второй ступени имело смысл использовать на третьей, на второй движков потребуется вязанка штук 8-10.

Naib> Опять же "средний" Протон в такой концепции получает существенный прирост ПН
"Укажите, сколько вешать в граммах!" ©

Полл> "Укажите, сколько вешать в граммах!" ©

Примерный расчёт для Протонов в разной компоновке (расчёт ХС) Груз (РБ + ПН) = 40 тонн
Массы ступеней 458,9 (2900 м/с), 168,3 (3250 м/с), 46,56 (3250 м/с) тонн (стандартные)
В классическом запуске ХС = 8014,7 м/с.

Вариант первый, без сброса пустых баков, НО
1 центральный двигатель второй ступени после сброса остальных становится маршевым для 3 ступени.
2 сухая масса баков второй ступени - 3%.
3 За счёт уменьшения сухой массы на соответствующую массу увеличено топливо.
4 первая ступень без изменений

По компоновке - вторая ступень толще. Вокруг центрального "ствола" навешаны двигатели и баки. Скажем, итоговый диаметр всей конструкции - 6 метров, то есть меньше, чем у первой ступени, но больше, чем сейчас. Венчает ракету стандартный обтекатель.
В этом варианте ХС = 8256,9 м/c

Вариант второй - со сбросом пустых баков попарно, 16 раз (сумма 32 бака по 5 тонн топлива)
Итог ХС = 8312,3 м/с

То есть выкрутасы с баками даже без замены двигателей дают дополнительно 300 м/с ХС при грузе 40 тонн.

Naib> Примерный расчёт для Протонов в разной компоновке (расчёт ХС) Груз (РБ + ПН) = 40 тонн
"Протон" в такой конфигурации летает?
ИМХО, на НОО, куда он выводит 20 тонн, он летает без РБ.
А на ГСО он с "Блоком ДМ" выводит 5 тонн, как помню.

Naib> В классическом запуске ХС = 8014,7 м/с.
Средняя по больнице характеристическая скорость для вывода поверхность - НОО принята 9400 м/с.
Она, конечно, у конкретной ракеты может гулять процентов на 5 запросто, но при 8 км/с про вывод говорить ещё рано.

Naib> 2 сухая масса баков второй ступени - 3%.
Это много.

Naib> 4 первая ступень без изменений
Но ведь она - самая тяжёлая.
Поэтому если предлагаемый конструктив сделает баки ракеты дешевле - выигрыш от его применения на первой ступени будет большим.

Naib> По компоновке - вторая ступень толще... Венчает ракету стандартный обтекатель.
То есть потребуется силовая конструкция, несущая КГЧ над ступенью.

Naib> В этом варианте ХС = 8256,9 м/c
Я же просил вешать в граммах.
Пересчитывать прирост 200 м/с в килограммы прироста ПН в КГЧ из обтекателя, переходника, КА и РБ хорошая гимнастика, которой сейчас не смогу заняться.

Naib> Вариант второй - со сбросом пустых баков попарно, 16 раз (сумма 32 бака по 5 тонн топлива)
Я понимаю, что у вонючки плотность горючки и окислителя почти одинаковы. И секундный расход тоже.
Но все же почти.
И сбрасывая баки попарно, мы закладывается на гуляние ЦМ носителя в полёте по диаметральной плоскости.
Такие носители и были, и проектируются, но на мой личный вкус это не красивая идея.
Так что пусть будет сброс баков четверками, по 2,5 тонны?
Для расчётов разницы нет, на том уровне, где мы прикидываем, а моему глазу будет приятно.

Naib>> Примерный расчёт для Протонов в разной компоновке (расчёт ХС) Груз (РБ + ПН) = 40 тонн
Полл> "Протон" в такой конфигурации летает?

Скорее нет, чем да. Впрочем, полный Бриз-М весит 21 тонну + спутик + адаптеры - итого тонн под 30 набирается остатка после отработки 3 ступеней.

Полл> ИМХО, на НОО, куда он выводит 20 тонн, он летает без РБ.

По циклограмме стандартного полёта он до НОО не дотягивает. И дело заканчивает РБ, ака 4 ступень.

Naib>> 2 сухая масса баков второй ступени - 3%.
Полл> Это много.

Вроде, лучшие представители сейчас имеют около 5%.

Naib>> 4 первая ступень без изменений
Полл> Но ведь она - самая тяжёлая.
Полл> Поэтому если предлагаемый конструктив сделает баки ракеты дешевле - выигрыш от его применения на первой ступени будет большим.

Она же и самая напряжённая в плане работы. Атмосферный участок, лобовое сопротивление, огромный секундный расход топлива. Рискованно переделывать её на эту компоновку без потери прочности. Да и выигрыш на ней будет минимальным.

Naib>> По компоновке - вторая ступень толще... Венчает ракету стандартный обтекатель.
Полл> То есть потребуется силовая конструкция, несущая КГЧ над ступенью.

Некий переходник потребуется, да. Силовой конструкцией будет центральная колонна ступени, она же третья ступень после сброса внешнего обвеса из баков и двигателей.

Naib>> В этом варианте ХС = 8256,9 м/c
Полл> Я же просил вешать в граммах.
Полл> Пересчитывать прирост 200 м/с в килограммы прироста ПН в КГЧ из обтекателя, переходника, КА и РБ хорошая гимнастика, которой сейчас не смогу заняться.

Грубый подбор параметров даёт 26,7 тонн на всё. В этом случае ХС 9401 м/с. Это эдакий трёхступенчатый вариант Протона без РБ.
В классическом варианте компоновки ступеней цифры сходятся при 23,1 тонны. (ХС 9410 м/с)

Полл> Так что пусть будет сброс баков четверками, по 2,5 тонны?
Полл> Для расчётов разницы нет, на том уровне, где мы прикидываем, а моему глазу будет приятно.

Да будет так

Naib> По циклограмме стандартного полёта он до НОО не дотягивает. И дело заканчивает РБ, ака 4 ступень.
Я очень давно не помню запусков Протона с моногрузом на НОО.

Naib> Вроде, лучшие представители сейчас имеют около 5%.
На всю ступень. У Сатурна-5 весовое совершенство, то есть отношение сухой массы к взлетной, было 22.
Баки ступеней сегодня от 5% в очень особых случаях до около 1%.

Naib> Силовой конструкцией будет центральная колонна ступени, она же третья ступень после сброса внешнего обвеса из баков и двигателей.
И я шёл этим путём.
Теперь размещаем ПН внутри центральной колонны и укутываем баками от аэродинамических нагрузок. Избавляется от сущности "сбрасываемый обтекатель", уменьшаем габариты несущей конструкции при той же нагрузке, сокращаем её вес.

Naib> Грубый подбор параметров даёт 26,7 тонн на всё. В классическом варианте компоновки ступеней цифры сходятся при 23,1 тонны.
Получили плюс 3,5 тонны ПН на НОО, около 14%.

Полл> Я очень давно не помню запусков Протона с моногрузом на НОО.

Последние, наверное, были при постройке МКС?

Полл> И я шёл этим путём.
Полл> Теперь размещаем ПН внутри центральной колонны и укутываем баками от аэродинамических нагрузок. Избавляется от сущности "сбрасываемый обтекатель", уменьшаем габариты несущей конструкции при той же нагрузке, сокращаем её вес.

Получается укороченная "толстая" ракета. Аэродинамическое сопротивление должно подрасти, но такое я не сосчитаю.

Naib> Последние, наверное, были при постройке МКС?
У меня мысли вернулись к малой РН по прочтению этого:



Меня по прежнему интересует носитель на 300 кг на НОО, то есть что-то чуть крупнее "Электрона".
По минимуму цены топливо должно быть жидкий кислород плюс керосин, ИМХО на сегодня.
При прохождении плотных слоев атмосферы стабилизация оперением плюс вращение. Ракета на данном этапе полета будет по сути неуправляемой.
Подход "Электрона" и Маска с пучком ЖРД на первой ступени и одним аналогичным ЖРД с высотным соплом понятен, поскольку позволяет экономить на этапе разработки, но неправилен - поскольку делает нижнюю ступень неоправданно дорогой. Для нижней ступени нужен отдельный движок, с маловысотным соплом, посредственным импульсом, относительно небольшим ресурсом, однократным зажиганием на стартовом столе - и максимальной тяговооруженностью при минимальной цене.
Подача топлива - вытеснительная. Пусть ступень будет тяжелой, лишь бы была дешевой.
Управление ракетой - отклонением и вращением отсека ПН относительно ракеты.
Сбрасываемый головной обтекатель одновременно служит стопором для данной системы.
Для второй ступени мне очень нравится подход "Электрона" с подачей топлива электронасосом.
Апогейный импульс, примерно 100 м/с - на РДТТ, ускоритель третьей ступени. Ориентация ракеты для апогейного импульса производится на завершающем этапе работы ускорителя второй ступени или на тяге газа наддува баков после отсечки двигателя. Стабилизация для апогейного импульса - вращением. Система отклонения и вращения ПН относительно РН остается на второй ступени, как и вся бортовая электроника и электрика РН. Грубое успокоение ПН после завершения работы РДТТ можно сделать, к примеру, микро-РДТТ дозированного импульса. Они все равно будут нужны для увода корпуса РДТТ от ПН.

Итого: 1 ступень из органов управления имеет только пироклапан отсечки ЖРД. Вся электрика и электроника управления находятся на второй ступени. Третья ступень - чистая пиротехника, при желании отделение ПН можно сделать на механике. Без электроники и электричества вовсе.

Полл> Подход "Электрона" и Маска с пучком ЖРД на первой ступени и одним аналогичным ЖРД с высотным соплом понятен, поскольку позволяет экономить на этапе разработки, но неправилен - поскольку делает нижнюю ступень неоправданно дорогой. Для нижней ступени нужен отдельный движок, с маловысотным соплом, посредственным импульсом, относительно небольшим ресурсом, однократным зажиганием на стартовом столе - и максимальной тяговооруженностью при минимальной цене.

На первую ступень просится РДТТ или связка РДТТ. Потом баллистическая пауза, ориентация и запуск второй ступени. Для пущей вящести - нужно хорошее топливо с импульсом под 300.

Полл> Подача топлива - вытеснительная. Пусть ступень будет тяжелой, лишь бы была дешевой.

Это уже концепция Лутца Кайзера. Там был целый штакетник ступеней на паре керосин/АК, производимых серийно на автоматическом сварочном оборудовании.

Полл> Для второй ступени мне очень нравится подход "Электрона" с подачей топлива электронасосом.

Мне в этой концепции не нравится вес батарей. Проще байпасную линию из КС на генератор пустить и тогда да - пущай работают насосы, особенно на высотных ступенях, где секундный расход топлива сравнительно небольшой.

Naib> На первую ступень просится РДТТ или связка РДТТ.
Просятся. Но откуда их взять? Там требуется тонн 60-80 тяги и километр, а лучше полтора, запаса ХС.

Naib> Потом баллистическая пауза,
Лучше бы обойтись без нее, баллистические паузы внизу это чистые потери ХС.
Но тут все будет идти от движка первой ступени, если будет мощный РДТТ - будет баллистическая пауза.


Naib> ориентация
Чем и как?

Naib> и запуск второй ступени.
Это в случае РДТТ на второй ступени так. Для ЖРД имеет смысл выскочить из атмосферы "как получится", а вот далее рулить, обеспечивая точность выведения ПН. В этом случае "по-настоящему управляемой" будет только одна ступень РН из трех.
Что уменьшит цену пуска.
ДУ апогейного импульса, она же "третья ступень", одновременно будет САС для ПН.

Naib> Для пущей вящести - нужно хорошее топливо с импульсом под 300.
Откуда его предлагается брать и за какую цену? Я для третьей ступени пока закладываю УИ=210 секунд.

Naib> Это уже концепция Лутца Кайзера. Там был целый штакетник ступеней на паре керосин/АК, производимых серийно на автоматическом сварочном оборудовании.
Да, параллельный пакет из 4 блоков с 15-тонными движками на вытеснительной подаче - то, что надо для первой ступени. Если придумать, как "пнуть" ракету на старте, чтобы она не потеряла стабилизацию за время набора скорости, на которой начнет хватать оперения.
Можно попытаться этот пакет выполнить в виде секторов цилиндра, чтобы упаковать плотнее и сократить омываемую, а по факту и мидель.

Naib> Мне в этой концепции не нравится вес батарей. Проще байпасную линию из КС на генератор пустить и тогда да - пущай работают насосы, особенно на высотных ступенях, где секундный расход топлива сравнительно небольшой.
По этим граблям создатели ЖРД уже пробежали.
До критики отбирать газ - "Здравствуй, акустика!" В критике отбирать газ - это... критика. :f После критики вносить возмущения в ламинарное истечение это хороший, годный способ управлять вектором тяги движка... Если мы управляем и контролируем вносимое возмущение. Иначе мы превращаем свою ракету в шутиху.
Так что или турбонасос открытой схемы - что дорого. Или турбонасос закрытой схемы - что еще намного дороже.

Полл> По минимуму цены топливо должно быть жидкий кислород плюс керосин, ИМХО на сегодня.
На сегодня жидкий метан освоен не хуже.

Полл> Подход "Электрона" и Маска с пучком ЖРД на первой ступени и одним аналогичным ЖРД с высотным соплом понятен, поскольку позволяет экономить на этапе разработки, но неправилен - поскольку делает нижнюю ступень неоправданно дорогой.
Да не факт, что содержание двух производственных линий будет дешевле, чем изготовление пусть и более дорогих движков на одной.
Плюс высокий ресурс движка позволяет сделать ступень многоразовой.

Полл> Подача топлива - вытеснительная. Пусть ступень будет тяжелой, лишь бы была дешевой.
Металл для толстой оболочки ступени дороже насоса.

Полл> Управление ракетой - отклонением и вращением отсека ПН относительно ракеты.
Идея интересная, но обычно наверху нет источника мощности.

Дем> На сегодня жидкий метан освоен не хуже.
Ну тогда предложи метановые движки на 8-10 тс для второй ступени и на 60-80 тс для первой?

Дем> Да не факт, что содержание двух производственных линий будет дешевле, чем изготовление пусть и более дорогих движков на одной.
"Электрон" свои движки печатает на 3D-принтере.

Дем> Плюс высокий ресурс движка позволяет сделать ступень многоразовой.
То есть еще более дорогой в разработке и эксплуатации. Отобъются ли эти затраты в эксплуатации при нынешних грузопотоках?
"Терзают смутные сомнения".

Дем> Металл для толстой оболочки ступени дороже насоса.
Начиная с объема баков более 10 тонн, примерно - да. Но насосы нужного типа в открытую продажу не поступают.
И есть желание повторить композитные баки, осиленные "Электроном".

Дем> Идея интересная, но обычно наверху нет источника мощности.
В случае, если насосы ЖРД второй ступени будут электрическими, эта проблема будет снята.

Naib>> Потом баллистическая пауза,
Полл> Лучше бы обойтись без нее, баллистические паузы внизу это чистые потери ХС.
Полл> Но тут все будет идти от движка первой ступени, если будет мощный РДТТ - будет баллистическая пауза.

Ну да. За атмосферу выскочить на РДТТ, потом ориентироваться и запускать ЖРД.

Naib>> ориентация
Полл> Чем и как?

Вариант с баллоном азота подкупает простотой. Я бы только рассмотрел ещё версии на перекиси или пороховой шашке в качестве генератора газа. Они получатся компактнее и скорее всего легче. Ещё как вариант - жидкий азот + перекисной парогаз.

Naib>> Для пущей вящести - нужно хорошее топливо с импульсом под 300.
Полл> Откуда его предлагается брать и за какую цену? Я для третьей ступени пока закладываю УИ=210 секунд.

Предварительно - НЦ/НА/алюминий. Смесевое.

Полл> По этим граблям создатели ЖРД уже пробежали.

Вычёркиваем.

Полл> Так что или турбонасос открытой схемы - что дорого. Или турбонасос закрытой схемы - что еще намного дороже.

А если просто газовая турбина на компонентах топлива? Не турбонасос, а именно газовая турбина с открытым сбросом (который, впрочем, вполне достаточен для рулёжки верхней ступени) + генератор? Энергетика как минимум вдвое превосходит батареи, даже с учётом КПД преобразования.

Полл> Ну тогда предложи метановые движки на 8-10 тс для второй ступени и на 60-80 тс для первой?
На 85т у нас вроде разрабатывают

Полл> "Электрон" свои движки печатает на 3D-принтере.
Отдельные детали. По фактуре поверхности видно какие.

Полл> То есть еще более дорогой в разработке и эксплуатации. Отобъются ли эти затраты в эксплуатации при нынешних грузопотоках?
Не более дорогой а халявный. Мы его и так для второй ступени делаем.

Полл> Но насосы нужного типа в открытую продажу не поступают.
Да ну - на давление как в вытесниловке вполне есть. Это на 500 атм нету.