Дем
инфо
инструменты
Naib
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/com/na/naukas/danielmarin/files/2013/12/128x128-crop/rascikl_b.jpg)
Сравнение Протона, Фалкона, и Зенита
Теги:
Дем>> Для рабочей ракеты, а не для боевой - на первом месте как раз цена. Ибо горючка дешёвая.
Naib> Тогда - все на гептил. Дешевле его только схемы на азотке/керосине.
Платить персоналу много надо, не окупится. Только метан-кислород...
Naib> Приплюсуй массу спутника и адаптера и всё встанет на свои места.
Так оно суммарно десяток тонн. И баки второй ступени рассчитаны только на эту нагрузку.
А у Зенита толщина баков на полный вес РБ+ПН 30 тонн - вдвое-втрое тяжелее в итоге.
Naib> Протон мощнее где-то на четверть, а при запусках на высокие орбиты - уже в разы. Третья ступень всё-же.
Нет, на ГСО те же 7 тонн, что и Ф9 без возврата ступени. Да, широта запуска - но и всё.
Naib> Вообще ничего не долетит
. Протон то пуляет на ГПО-1500 и с Байка. А сравниваем с ГПО-1800 и с Канаверал.
С Байка можно только на ГПО с наклоном 53 градуса пульнуть, остальное - от лукавого.
Не, отбитый от Арианы спутник можно и на ГПО-1500 вывести, но изначально сделанный под запуск Протоном - не выгодно.
Naib> Скорее убедил бы заказчиков выползать на ГСО с НОО.
Так всё равно большой вес на НОО нужен...
Naib> А ниобиевая мандала? А системы запальных компонентов? 490 - НЯП, это масса сухого мерлина в земном исполнении.
запальные как бы и тут и там.
Naib> Тогда - все на гептил. Дешевле его только схемы на азотке/керосине.
Платить персоналу много надо, не окупится. Только метан-кислород...
Naib> Приплюсуй массу спутника и адаптера и всё встанет на свои места.
Так оно суммарно десяток тонн. И баки второй ступени рассчитаны только на эту нагрузку.
А у Зенита толщина баков на полный вес РБ+ПН 30 тонн - вдвое-втрое тяжелее в итоге.
Naib> Протон мощнее где-то на четверть, а при запусках на высокие орбиты - уже в разы. Третья ступень всё-же.
Нет, на ГСО те же 7 тонн, что и Ф9 без возврата ступени. Да, широта запуска - но и всё.
Naib> Вообще ничего не долетит
. Протон то пуляет на ГПО-1500 и с Байка. А сравниваем с ГПО-1800 и с Канаверал.С Байка можно только на ГПО с наклоном 53 градуса пульнуть, остальное - от лукавого.
Не, отбитый от Арианы спутник можно и на ГПО-1500 вывести, но изначально сделанный под запуск Протоном - не выгодно.
Naib> Скорее убедил бы заказчиков выползать на ГСО с НОО.
Так всё равно большой вес на НОО нужен...
Naib> А ниобиевая мандала? А системы запальных компонентов? 490 - НЯП, это масса сухого мерлина в земном исполнении.
запальные как бы и тут и там.
Bell> Точнее разница на ГПО с Байка и Флориды 700 м/с.
Ещё раз - с байка на ГПО-2400 всего на 100 м/с больше, чем с Канаверала на ГПО-1800
А наклонение вращать - оптимально в апогее.
Bell> Движки-то чем помогут? Скорее уж надо топливо брать дополнительное и дофига.
топливо брать - в спутник. Т.е. он после отделения тонн 10-15 должен весить. Чтобы отработать эти 2400 м/с для выхода на ГСО
Ещё раз - с байка на ГПО-2400 всего на 100 м/с больше, чем с Канаверала на ГПО-1800
А наклонение вращать - оптимально в апогее.
Bell> Движки-то чем помогут? Скорее уж надо топливо брать дополнительное и дофига.
топливо брать - в спутник. Т.е. он после отделения тонн 10-15 должен весить. Чтобы отработать эти 2400 м/с для выхода на ГСО
Дем> топливо брать - в спутник. Т.е. он после отделения тонн 10-15 должен весить. Чтобы отработать эти 2400 м/с для выхода на ГСО
А спутниковые операторы нах не пошлют за такие художества?
А спутниковые операторы нах не пошлют за такие художества?
Дем>> топливо брать - в спутник. Т.е. он после отделения тонн 10-15 должен весить. Чтобы отработать эти 2400 м/с для выхода на ГСО
Bell> А спутниковые операторы нах не пошлют за такие художества?
Спутниковые операторы купят "Бриз", "ДМ" или "Фрегат". Или пуск на "Ариане" или "Фальконе 9".
Добавлять балластную массу, которая заставит увеличивать энергетику систем ориентации и поддержания орбиты на весь расчетный срок эксплуатации в 15 лет - дураков нет.
Bell> А спутниковые операторы нах не пошлют за такие художества?
Спутниковые операторы купят "Бриз", "ДМ" или "Фрегат". Или пуск на "Ариане" или "Фальконе 9".
Добавлять балластную массу, которая заставит увеличивать энергетику систем ориентации и поддержания орбиты на весь расчетный срок эксплуатации в 15 лет - дураков нет.
Bell> А спутниковые операторы нах не пошлют за такие художества?
А насколько процентов бак больше потребуется, на 20%? И тяжелее аж на 6%, да?
А от сухой массы спутника в целом это вообще 1% будет...
А насколько процентов бак больше потребуется, на 20%? И тяжелее аж на 6%, да?
А от сухой массы спутника в целом это вообще 1% будет...
Дем> А насколько процентов бак больше потребуется, на 20%? И тяжелее аж на 6%, да?
Для +700 м/с ХС от 1800 м/с потребуют явно не +20% от Мтоплива.
Для +700 м/с ХС от 1800 м/с потребуют явно не +20% от Мтоплива.
Полл> Для +700 м/с ХС от 1800 м/с потребуют явно не +20% от Мтоплива.
Не забываем, что помимо топлива для ГПО-ГСО там его ещё на 15 лет полёта и на увод на орбиту захоронения.
Не забываем, что помимо топлива для ГПО-ГСО там его ещё на 15 лет полёта и на увод на орбиту захоронения.
Дем> Не забываем, что помимо топлива для ГПО-ГСО там его ещё на 15 лет полёта и на увод на орбиту захоронения.
Поддержание орбиты требует первые единицы м/с ХС в год. Увод на орбиту захоронения - полсотни метров в секунду.
На все - про все порядка 100 м/с.
Тут главная засада, что эти 100 м/с должны хранится в течении 15 лет и выдаваться очень точными порциями. Отчего топливные баки и вся аппаратура под них - очень тяжелые и дорогие.
Поддержание орбиты требует первые единицы м/с ХС в год. Увод на орбиту захоронения - полсотни метров в секунду.
На все - про все порядка 100 м/с.
Тут главная засада, что эти 100 м/с должны хранится в течении 15 лет и выдаваться очень точными порциями. Отчего топливные баки и вся аппаратура под них - очень тяжелые и дорогие.
Дем> Платить персоналу много надо, не окупится. Только метан-кислород...
Ну с чего больше то? Азотка производится десятками миллионов тонн в год; аммиак, метанол - тоже. Их цена - копейки. Если бы у меня стояла задача максимального удешевления пуска, то я бы купил пару танкеров, залил их сырьём, установил установки и выгнал в океан. Для работы установок на производительность 10 тонн/сутки нужно 3-4 оператора. Если ещё оптимизировать - хватит и 2. Плюс команда для обеспечения дрейфа судна. То есть на производстве и доставке каждого топливного компонента задействовано будет человек 10. В случае азотка/керосин - ещё меньше.
Дем> Так оно суммарно десяток тонн. И баки второй ступени рассчитаны только на эту нагрузку.
Дык как он должон выводить 22+ тонны, если баки сложатся?
Дем> Нет, на ГСО те же 7 тонн, что и Ф9 без возврата ступени. Да, широта запуска - но и всё.
Считали же уже. Ф-9 с байка - на ГПО-1500 4,9 тонны. Протон - 6,35. На ГСО Ф-9 - 0, Протон с Бризом - 3,7 тонны. Протон с Канаверал на ГПО-1800, ЕМНИП, больше 10 тонн выходило.
Дем> запальные как бы и тут и там.
Это уже будет не сухая масса двигателя. А запальников там скорее всего счёт на десятки килограммов.
Ну с чего больше то? Азотка производится десятками миллионов тонн в год; аммиак, метанол - тоже. Их цена - копейки. Если бы у меня стояла задача максимального удешевления пуска, то я бы купил пару танкеров, залил их сырьём, установил установки и выгнал в океан. Для работы установок на производительность 10 тонн/сутки нужно 3-4 оператора. Если ещё оптимизировать - хватит и 2. Плюс команда для обеспечения дрейфа судна. То есть на производстве и доставке каждого топливного компонента задействовано будет человек 10. В случае азотка/керосин - ещё меньше.
Дем> Так оно суммарно десяток тонн. И баки второй ступени рассчитаны только на эту нагрузку.
Дык как он должон выводить 22+ тонны, если баки сложатся?
Дем> Нет, на ГСО те же 7 тонн, что и Ф9 без возврата ступени. Да, широта запуска - но и всё.
Считали же уже. Ф-9 с байка - на ГПО-1500 4,9 тонны. Протон - 6,35. На ГСО Ф-9 - 0, Протон с Бризом - 3,7 тонны. Протон с Канаверал на ГПО-1800, ЕМНИП, больше 10 тонн выходило.
Дем> запальные как бы и тут и там.
Это уже будет не сухая масса двигателя. А запальников там скорее всего счёт на десятки килограммов.
Naib> Считали же уже. Ф-9 с байка - на ГПО-1500 4,9 тонны. Протон - 6,35. На ГСО Ф-9 - 0, Протон с Бризом - 3,7 тонны. Протон с Канаверал на ГПО-1800, ЕМНИП, больше 10 тонн выходило.
Дааа... в попугаях я гораздо длиннее!
Дааа... в попугаях я гораздо длиннее!
Полл> Тут главная засада, что эти 100 м/с должны хранится в течении 15 лет и выдаваться очень точными порциями. Отчего топливные баки и вся аппаратура под них - очень тяжелые и дорогие.
Значит делаем большой лёгкий бак из тонкой фольги под вывод на ГСО и маленький толстый под расход на ней.
Значит делаем большой лёгкий бак из тонкой фольги под вывод на ГСО и маленький толстый под расход на ней.
Naib> Дык как он должон выводить 22+ тонны, если баки сложатся?
Дык оно чисто теоретическая цифра. А потребуется - сделают прочную вторую ступень.
Naib> Считали же уже. Ф-9 с байка - на ГПО-1500 4,9 тонны. Протон - 6,35. На ГСО Ф-9 - 0, Протон с Бризом - 3,7 тонны. Протон с Канаверал на ГПО-1800, ЕМНИП, больше 10 тонн выходило.
Дык никто на такие орбиты не выводит, смысл считать?
Востребовано только ГСО и ГПО с наклонением космодрома.
На ГСО Ф9 вообще не летает, для этого ФХ сделан. И Ф9 может в полтора раза больше выводить, если ступень не сажать.
Дык оно чисто теоретическая цифра. А потребуется - сделают прочную вторую ступень.
Naib> Считали же уже. Ф-9 с байка - на ГПО-1500 4,9 тонны. Протон - 6,35. На ГСО Ф-9 - 0, Протон с Бризом - 3,7 тонны. Протон с Канаверал на ГПО-1800, ЕМНИП, больше 10 тонн выходило.
Дык никто на такие орбиты не выводит, смысл считать?
Востребовано только ГСО и ГПО с наклонением космодрома.
На ГСО Ф9 вообще не летает, для этого ФХ сделан. И Ф9 может в полтора раза больше выводить, если ступень не сажать.
Дем> Значит делаем большой лёгкий бак из тонкой фольги под вывод на ГСО и маленький толстый под расход на ней.
Ты уверенно движешься к обоснованию концепции Разгонного Блока.
Ты уверенно движешься к обоснованию концепции Разгонного Блока.
В порядке непроснувшегося разума прикинул такого кадавра.
500 тонн стартовой
Первая - 300/30 АК/керосин УИ, навскидку 250. Тяга 700 тонн
Вторая - 150/10 амил/гептил УИ - 316. Тяга 183,3 тонны (1 РД-276)
Третья + ПН - 50 тонн амил/гептил УИ - 325 Тяги там тонн 30 хватит Один двигатель
Итого, если я не обсчитался, то 10 тонн на НОО с экватора ЭТО закинет. Обращаю внимание, что я щедро отсыпал сухой массы ступеней.
500 тонн стартовой
Первая - 300/30 АК/керосин УИ, навскидку 250. Тяга 700 тонн
Вторая - 150/10 амил/гептил УИ - 316. Тяга 183,3 тонны (1 РД-276)
Третья + ПН - 50 тонн амил/гептил УИ - 325 Тяги там тонн 30 хватит Один двигатель
Итого, если я не обсчитался, то 10 тонн на НОО с экватора ЭТО закинет. Обращаю внимание, что я щедро отсыпал сухой массы ступеней.
Полл> Ты уверенно движешься к обоснованию концепции Разгонного Блока.
Бак весит как минимум на порядок легче РБ
Бак весит как минимум на порядок легче РБ
Дем> Бак весит как минимум на порядок легче РБ
Только к баку нужно еще кой-что приложить, чтобы от него толк был.
Naib> В порядке непроснувшегося разума прикинул такого кадавра.
Нацеливаемся на НОО? Тогда предлагаю ограничится 2 ступенями, сухую массу 2-ой ступени сократить за счет Головного Обтекателя, который будет закрывать и вторую ступень и нести нагрузку во время работы первой ступени.
И, ИМХО, коли нацеливаемся на НОО, нужно использовать криогенные топливные пары, благо время полета мало.
Я в курсе твоей теории об дешевизне двигателей на АТ/НДМГ, но, ИМХО, это пока лишь теория.
Только к баку нужно еще кой-что приложить, чтобы от него толк был.
Naib> В порядке непроснувшегося разума прикинул такого кадавра.
Нацеливаемся на НОО? Тогда предлагаю ограничится 2 ступенями, сухую массу 2-ой ступени сократить за счет Головного Обтекателя, который будет закрывать и вторую ступень и нести нагрузку во время работы первой ступени.
И, ИМХО, коли нацеливаемся на НОО, нужно использовать криогенные топливные пары, благо время полета мало.
Я в курсе твоей теории об дешевизне двигателей на АТ/НДМГ, но, ИМХО, это пока лишь теория.
Дем>> Бак весит как минимум на порядок легче РБ
Полл> Только к баку нужно еще кой-что приложить, чтобы от него толк был.
Дык оно всё равно приложено - спутник имеет все системы для активного полёта по орбите.
И дублировать их ещё раз в одноразовом (и не особо надёжном) изделии - никакого смысла.
Полл> Только к баку нужно еще кой-что приложить, чтобы от него толк был.
Дык оно всё равно приложено - спутник имеет все системы для активного полёта по орбите.
И дублировать их ещё раз в одноразовом (и не особо надёжном) изделии - никакого смысла.
Дем> Дык оно всё равно приложено - спутник имеет все системы для активного полёта по орбите.
Спутнику связи на ГСО нужная скорость разворота, с двухкратным запасом - полградуса в минуту. Что немножко недостаточно для активных маневров на НОО. Для примера, у "Фрегата" максимальная угловая скорость разворота - градус в секунду, в 120 раз больше.
С другой стороны, точность ориентации, астрогации и работы двигателей, вполне достаточная для вывода в точку стояния - недостаточна для поддержания ИСЗ в точке стояния с приведенным бюджетом ХС.
Спутнику связи на ГСО нужная скорость разворота, с двухкратным запасом - полградуса в минуту. Что немножко недостаточно для активных маневров на НОО. Для примера, у "Фрегата" максимальная угловая скорость разворота - градус в секунду, в 120 раз больше.
С другой стороны, точность ориентации, астрогации и работы двигателей, вполне достаточная для вывода в точку стояния - недостаточна для поддержания ИСЗ в точке стояния с приведенным бюджетом ХС.
Дем> Дык оно всё равно приложено - спутник имеет все системы для активного полёта по орбите.
Дем> И дублировать их ещё раз в одноразовом (и не особо надёжном) изделии - никакого смысла.
Тяга, необходимая для подруливания в точке СТОЯНИЯ на порядок меньше, чем для довыведения. Поэтому двигательная установка принципиально другая по размерам, массе и пр. Кажущейся унификации там нет на самом деле.
Дем> И дублировать их ещё раз в одноразовом (и не особо надёжном) изделии - никакого смысла.
Тяга, необходимая для подруливания в точке СТОЯНИЯ на порядок меньше, чем для довыведения. Поэтому двигательная установка принципиально другая по размерам, массе и пр. Кажущейся унификации там нет на самом деле.
Bell> Тяга, необходимая для подруливания
Тяга, необходимая для увода на орбиту захоронения...
Тяга, необходимая для увода на орбиту захоронения...
Полл> Спутнику связи на ГСО нужная скорость разворота, с двухкратным запасом - полградуса в минуту. Что немножко недостаточно для активных маневров на НОО.
А какие у спутника активные маневры-то?
Его задача, после того как ракета его выкинула на ГПО-**** - дать импульс в апогее по заранее рассчитанному вектору. От отделения до апогея - часы. Даже с такой скоростью хватит кругом повернутся.
Если из-за маломощности движка не успели - ждём следующего апогея, опять десяток с лишним часов минимум. И ориентация прежняя, однако.
А какие у спутника активные маневры-то?
Его задача, после того как ракета его выкинула на ГПО-**** - дать импульс в апогее по заранее рассчитанному вектору. От отделения до апогея - часы. Даже с такой скоростью хватит кругом повернутся.
Если из-за маломощности движка не успели - ждём следующего апогея, опять десяток с лишним часов минимум. И ориентация прежняя, однако.
Дем> Его задача, после того как ракета его выкинула на ГПО-**** - дать импульс в апогее по заранее рассчитанному вектору.
Апогейный импульс при переходе от ГПО к ГСО - что-то вроде 700 м/с, как помню.
Для примера - циклограмма вывода ИСЗ на ГСО.
Как видишь, последний импульс около 200 с.
Импульсы после парковочной орбиты до построения ГПО - примерно 2200 с в сумме. И там, при отработке импульсов в перегее, спутнику приходится достаточно резво крутиться.
Апогейный импульс при переходе от ГПО к ГСО - что-то вроде 700 м/с, как помню.
Для примера - циклограмма вывода ИСЗ на ГСО.
Как видишь, последний импульс около 200 с.
Импульсы после парковочной орбиты до построения ГПО - примерно 2200 с в сумме. И там, при отработке импульсов в перегее, спутнику приходится достаточно резво крутиться.
Bell>> Тяга, необходимая для подруливания
Дем> Тяга, необходимая для увода на орбиту захоронения...
Пох, на малой тяге - легко
И ты забыл про гравитационные потери. У Бриза с этим делом уже очень чувствительно, а там всего 2 тс тяги.
И вообще это глупо - перекладывать довыведение на владельцев спутников. ГПО хороша тем, что там нужен только простой скругляющий импульс, а тут придется городить целый собственный РБ со всеми прибамбасами. Нахрена это им нужно??? Насколько надо снизить стоимость запуска, чтоб весь последующий геморрой окупился? Чистая экономика...
Допустим, тот же ИЛС будут тыкать пальцем - "Мы выводим ваши спутники до порога, а эти клоуны только до пол-дороги, нахрен вам они?"
Ладно, в целом я смотрю - очередная тема ушла в дикий оффтоп...
Дем> Тяга, необходимая для увода на орбиту захоронения...
Пох, на малой тяге - легко
И ты забыл про гравитационные потери. У Бриза с этим делом уже очень чувствительно, а там всего 2 тс тяги.
И вообще это глупо - перекладывать довыведение на владельцев спутников. ГПО хороша тем, что там нужен только простой скругляющий импульс, а тут придется городить целый собственный РБ со всеми прибамбасами. Нахрена это им нужно??? Насколько надо снизить стоимость запуска, чтоб весь последующий геморрой окупился? Чистая экономика...
Допустим, тот же ИЛС будут тыкать пальцем - "Мы выводим ваши спутники до порога, а эти клоуны только до пол-дороги, нахрен вам они?"
Ладно, в целом я смотрю - очередная тема ушла в дикий оффтоп...
Это сообщение редактировалось 14.01.2019 в 20:22
Полл> Для примера - циклограмма вывода ИСЗ на ГСО.
Полл> Как видишь, последний импульс около 200 с.
Тут в общем не очень понятно какие орбиты, вот тут более полно расписано
Опорная, после первого импульса - 175*175*53°
Переходная, после четвёртого импульса - 430*36800*49°
1064+742+305 = 2111 с.
У Ф9 всё это вторая ступень делает.
А дальше пятый импульс, 424 с - на 5410*35786*0°... с которой на ГСО спутнику ещё переть и переть, 1200 м/с минимум как понимаю...
Масса спутника 5720 кг Масса полезной нагрузки 1438,5 кг
Топлива - ХЗ сколько.
Полл> Как видишь, последний импульс около 200 с.
Тут в общем не очень понятно какие орбиты, вот тут более полно расписано
LIVE: Proton-M/Briz-M Ekspress-AM7 March 18, 2015 (22:05 UTC)
LIVE: Proton-M/Briz-M Ekspress-AM7 March 18, 2015 (22:05 UTC) // forum.nasaspaceflight.comОпорная, после первого импульса - 175*175*53°
Переходная, после четвёртого импульса - 430*36800*49°
1064+742+305 = 2111 с.
У Ф9 всё это вторая ступень делает.
А дальше пятый импульс, 424 с - на 5410*35786*0°... с которой на ГСО спутнику ещё переть и переть, 1200 м/с минимум как понимаю...
Масса спутника 5720 кг Масса полезной нагрузки 1438,5 кг
Топлива - ХЗ сколько.
Реклама Google — средство выживания форумов :)
Дем>> Его задача, после того как ракета его выкинула на ГПО-**** - дать импульс в апогее по заранее рассчитанному вектору.
Полл> Апогейный импульс при переходе от ГПО к ГСО - что-то вроде 700 м/с, как помню.
Нет, т.н. "стандартная" именно 1500 м/с, а "облегчённая" - 1800 м/с. Бывают "суперпереходные", с апогеем выше стационара, тогда довывод в 2 меньших импульса.
Полл> http://danielmarin.naukas.com/files/2013/12/rascikl_b.jpg
Полл> Для примера - циклограмма вывода ИСЗ на ГСО.
Полл> Как видишь, последний импульс около 200 с.
Длительность не даёт полной информации, мы же не знаем, насколько полегчало выводимое из-за выработки топлива.
Полл> Апогейный импульс при переходе от ГПО к ГСО - что-то вроде 700 м/с, как помню.
Нет, т.н. "стандартная" именно 1500 м/с, а "облегчённая" - 1800 м/с. Бывают "суперпереходные", с апогеем выше стационара, тогда довывод в 2 меньших импульса.
Полл> http://danielmarin.naukas.com/files/2013/12/rascikl_b.jpg
Полл> Для примера - циклограмма вывода ИСЗ на ГСО.
Полл> Как видишь, последний импульс около 200 с.
Длительность не даёт полной информации, мы же не знаем, насколько полегчало выводимое из-за выработки топлива.
Copyright © Balancer 1997..2019
Создано 07.01.2019
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 07.01.2019
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
