Союз-5 ("Иртыш"), он же Феникс/Сункар

Старый> В эксплуатации остаётся трёхмодульный вариант который теперь перестал быть модульным.

Он-то как раз и стал модульным. Там специально новую модификацию двигателя разработали, чтобы можно было одинаковые модуле делать как на Ангаре, и по той же причине - весовая отдача падает в случае полной модульности.

Так что как мы видим и у модульности и у водорода есть свои преимущества, если денег не считать. Вся эта избушка проиграла по цене.

zaitcev>> Полбалла за изобретательность. Но отказоустойчивости не будет, а без этого нет смысла лес из камер городить.
Полл> Смысл сего действа - получить движок нужной тяги с минимумом расходов на его разработку и запуск в производство.
Можно накидать роад-мап развития движка:
1. 10 старых камер, 2 старых топливонасоса, новая рама, 2 новых узла качания в двух плоскостях, новый топливонасос половинной мощности - первый этап, испытания ракеты.
2. 2 старые камеры, 2 узла качания из этапа №1, топливонасосы из этапа №1, модернизированная рама из этапа №1, 2 новых камеры большей размерности (каждая питается своим топливонасосом) - второй этап.
3. Все то же самое, что в этапе №2, но вместо вязанки топливонасосов - один новый.

Старый> А были баки от УР-200 (они же малый диаметр ОКС и ТКС) и четвертинка от РД-170. Из этого и слепили, к тому же оно более-менее подошло под размерность лёгкой РН.

Это обещания были такие. А на самом деле распилить РД-170 на четвертушки оказалось трудно, плюс Ангара без глубокого дросселирования летать не может. В результате разработка РД-191 была дорогой и долгой. Это чудо, что российские двигателисты её вообще осилили.

zaitcev> Это обещания были такие.

Да нет, так и сделали. По другому сделать было невозможно, не было ни сил ни средств.

zaitcev> А на самом деле распилить РД-170 на четвертушки оказалось трудно,

В это время Энергомаш какраз договорился делать американцам РД-180. А где располовинить там и четвертовать. К тому же рассчитывали сляпать четвертинку на американские деньги оставшиеся от РД-180. Но их не хватило.

zaitcev> плюс Ангара без глубокого дросселирования летать не может.

Глубокое дросселирование уже было отработано на РД-180.

zaitcev> В результате разработка РД-191 была дорогой и долгой. Это чудо, что российские двигателисты её вообще осилили.

Да вобщем то нет чуда. Там где РД-180 там и РД-191, были бы деньги. Но денег не хватило и двигатель не доделали. Доделали его уже под контракт на КСЛВ, когда правительство вынуждено было дать деньги чтобы не срывать международный контракт.

Полл> Можно накидать роад-мап развития движка:

Это не роадмап, это лабиринт с тупиком в конце.

Старый> Это не роадмап, это лабиринт с тупиком в конце.
Ок, какой движок, по твоему, будет ставится на вторую ступень "Феникса"?

Полл> Ок, какой движок, по твоему, будет ставится на вторую ступень "Феникса"?

Не знаю. Вроде хотят РД-0124. Я бы поставил РД-191.

zaitcev> Он-то как раз и стал модульным.

Не. "Модульная" РН это РН имеющая варианты из разного количества модулей. А если вариант всего один то это просто блочная компоновка.

zaitcev> Там специально новую модификацию двигателя разработали, чтобы можно было одинаковые модуле делать как на Ангаре,

Нееее. Двигатель там форсировали чисто чтоб дожать ПН.

zaitcev> Так что как мы видим и у модульности и у водорода есть свои преимущества, если денег не считать. Вся эта избушка проиграла по цене.

У модульности нет преимуществ и у водорода на первых ступенях нет преимуществ. Преимущество водорода сказывается на верхних ступенях а особенно на разгонных блоках. А "преимущество модульности" не сказывается нигде.

zaitcev>> Там специально новую модификацию двигателя разработали, чтобы можно было одинаковые модуле делать как на Ангаре,

Старый> Нееее. Двигатель там форсировали чисто чтоб дожать ПН.

В каком-то смысле ты прав, инициатором программы было требование поднять ПН. Но когда двигатель стал доступен, перешли на полную модульность. Вот как это описано у Кайла (выделено мной):

"The three engines performed the first RS-68A launch on June 29, 2012, when Delta 360, a Delta 4-Heavy Upgrade, orbited the NROL-15 payload from Cape Canaveral. The engines produced a combined liftoff thrust of nearly 955.28 tonnes (2.1 million pounds), a roughly 6 percent increase from the previous RS-68 engine thrust. A post-launch press release noted that Pratt & Whitney Rocketdyne (PWR) had developed RS-68A specifically to be able to lift the NROL-15 payload. The new engine produced 318.43 tonnes of liftoff thrust and 361.52 tonnes of thrust in vacuum. RS-68A vacuum specific impulse was targeted for 414 seconds, about 6.5 seconds more than the RS-68 value.

The improved performance was expected to increase Delta 4 Heavy's performance by 8 to 13 percent, depending on orbit. RS-68A will be phased into the entire Delta 4 fleet starting in 2015. The new engine will allow all of the Medium configurations to use a standard Medium+(5,4) core, rather than cores tailor made for each type of strap on solid motor set up. As a result, most the Medium variants would see slight performance losses compared to their original versions, but the move would achieve program cost savings."

Старый> Не знаю. Вроде хотят РД-0124. Я бы поставил РД-191.
Если исходить из принятой на сегодня практики тяговооруженности ступеней, там нужна тяга около 80 тонн.
РД-0124 дает 30.
РД-191 дает 200.

Старый>> Не знаю. Вроде хотят РД-0124. Я бы поставил РД-191.
Полл> Если исходить из принятой на сегодня практики тяговооруженности ступеней, там нужна тяга около 80 тонн.

Если исходить из практики массовых двухступенчатых (и не только) ракет - Титан, Циклон, CZ, Ариан-1-4 и т.д. то тяга первой и второй ступени различаются в 4 раза. Даже у Союза и Протона. И всё нормально прокатывает. Так что РД-171 на первой и его четвертинка - РД-191 на второй ступени прокатят отлично. К тому ж будет хорошая унификация с трёхблочным вариантом.

Сначала ты говорил так:
zaitcev> Он-то как раз и стал модульным. Там специально новую модификацию двигателя разработали, чтобы можно было одинаковые модуле делать как на Ангаре, и по той же причине - весовая отдача падает в случае полной модульности.

В цитате мы видим другое:
The new engine will allow all of the Medium configurations to use a standard Medium+(5,4) core, rather than cores tailor made for each type of strap on solid motor set up. As a result, most the Medium variants would see slight performance losses compared to their original versions, but the move would achieve program cost savings."
Здесь говорится что в одноблочном варианте всегда будет полный комплект крепёжных мест под ускорители независимо от фактического количества ускорителей. (так делается и на Атласах). Об унификации с трёхблочным вариантом и речи нет. И вообще ничего общего с Ангарой - у Ангары нет навесных ТТУ.
Ну а так как одноблочный вариант снят с производства то этот вопрос вообще утратил актуальность.

zaitcev> плюс Ангара без глубокого дросселирования летать не может.
можно поподробнее этот момент осветить? Не то, что дросселирование отработали, а что именно без глубокого дросселирования летать не может.

Старый> Принципиально ни в чём. А что в этом смешного?

в том что вместо использования готового задела опять потратят бабки на типа "разработку"

Старый>> Принципиально ни в чём. А что в этом смешного?
с.т.> в том что вместо использования готового задела опять потратят бабки на типа "разработку"

Вобщето какраз и используется абсолютно готовый задел - двигатели РД-171 и баки от Протона.
А "готовый задел" от Ангары использовать невозможно - он оказался принципиально непригоден.

zaitcev>> плюс Ангара без глубокого дросселирования летать не может.
Bredonosec> можно поподробнее этот момент осветить? Не то, что дросселирование отработали, а что именно без глубокого дросселирования летать не может.

Можно я за него отвечу?
Ангара-5 без глубокого дросселирования летать не может. У неё "эрзац-вторая ступень" образуется за счёт глубокого дросселирования центрального блока. За счёт этого к моменту окончания работы боковых блоков в центральном блоке остаётся примерно половина запаса топлива, что и образует вторую ступень.
Можно конечно центральный блок и не дросселировать, ракета лететь сможет, но тогда перегрузка превысит все разумные пределы а масса ПН снизится ещё больше.

Старый> Если исходить из практики массовых двухступенчатых
У исходного "Зенита" на второй ступени связка из маршевого и управляемого движка где-то на 80 тонн тяги в сумме.
Вторая ступень "Феникса" по сути равна второй ступени исходного "Зенита".
Поэтому РД-191 для "Феникса" не подходит.

Старый>> Если исходить из практики массовых двухступенчатых
Полл> У исходного "Зенита" на второй ступени связка из маршевого и управляемого движка где-то на 80 тонн тяги в сумме.
Полл> Вторая ступень "Феникса" по сути равна второй ступени исходного "Зенита".
Полл> Поэтому РД-191 для "Феникса" не подходит.


Зенит - не совсем стандартная ракета. Он проектировался для использования без разгонного блока и для выведения спутников на относительно высокие круговые орбиты - 850 км и др. Для таких задач оптимальна более лёгкая вторая ступень - смотри Космос-3М для похожих задач. Есть двухступенчатые ракеты для запусков на ещё более высокие орбиты - геопереходные и даже межпланетные. У них относительный размер второй ступени ещё меньше смотри Флакон-9, Атлас-5, Дельта-4. Так что всё определяется типом орбиты для которой оптимизирована РН.

Феникс проектируется для использования с разгонным блоком. Выводить разгонный блок он должен либо на низкую орбиту либо вообще на суборбитальную траекторию. Поэтому первые две ступени по своей роли аналогичны ступеням Циклона, Титана, Арианы-1-4, СZ и т.п. включая и Протон. Все эти ракеты для запуска на более-менее высокие орбиты тоже используют разгонные блоки и блоки довыведения.

Так что соотношение тяг двигателей 1/4 вполне соответствует общепринятым стандартам для такого типа ракет.

Старый> Феникс проектируется для использования с разгонным блоком.
Насколько я знаю, "Феникс" проектируется с оптимизацией по цене вывода. Использование РБ этому противоречит.
З.Ы. Да и соотношение масс ступеней тогда оптимальнее сделать ближе к "Протоновскому", увеличив заправку второй ступени. А его делают "Супер-Зенитовским", увеличивая заправку первой ступени.

Старый>> Феникс проектируется для использования с разгонным блоком.
Полл> Насколько я знаю, "Феникс" проектируется с оптимизацией по цене вывода.

Нет. Об оптимизации по цене вывода речи нет. Цена вывода конечно уменьшается но за счёт уменьшения количества блоков и двигателей а не соотношения массы ступеней.

Полл> Использование РБ этому противоречит.

Без РБ он не будет летать. Из наших широт вывод на ГПО а тем более на ГСО без РБ невозможен.
Зенит даже при пуске с экватора использовал РБ.

Полл> З.Ы. Да и соотношение масс ступеней тогда оптимальнее сделать ближе к "Протоновскому", увеличив заправку второй ступени.

Во первых Протон трёхступенчатый, а во вторых обычно так и делается - увеличивается заправка второй ступени. Я ж это для Феникса и предлагаю. Как будет сделано в действительности - пока не ясно.

Полл> А его делают "Супер-Зенитовским", увеличивая заправку первой ступени.

Пока не известно что и как будет. Если решили применить РД-0124, даже два, то вторую ступень физически невозможно сделать большой. Поэтому для обеспечения максимально возможной ПН приходится увеличивать массу первой ступени.
Есть подозрение что действуя по принципу "из всего готового" в качестве второй ступени на Феникс поставят УРМ-2 от Ангары-5. И сответственно дожимают ПН максимально увеличивая первую ступень.

Старый> Нет. Об оптимизации по цене вывода речи нет. Цена вывода конечно уменьшается но за счёт уменьшения количества блоков и двигателей а не соотношения массы ступеней.
Я слышал, что даже технологии подбирают по оптимизации цены вывода, жертвуя массовым совершенством.

Старый> Без РБ он не будет летать. Из наших широт вывод на ГПО а тем более на ГСО без РБ невозможен.
Так может "Феникс" и не должен будет летать на ГПО и ГСО?

Старый> Как будет сделано в действительности - пока не ясно.
Это точно. Поживем, увидим.

Полл> Я слышал, что даже технологии подбирают по оптимизации цены вывода, жертвуя массовым совершенством.

Я слышал что технологии подбирают по их наличию и освоенности, хотя это действительно снижает цену вывода.

Старый>> Без РБ он не будет летать. Из наших широт вывод на ГПО а тем более на ГСО без РБ невозможен.
Полл> Так может "Феникс" и не должен будет летать на ГПО и ГСО?

-Родила?
-Родила!
-Мальчика?
-Нет!
-А кого???

Если не на ГПО/ГСО то куда? ПТК НП не будет. Тогда куда?
Зенит давно летает только на ГПО/ГСО/ВЭО и только с РБ. Очевидно его наследник делается для этого же. А уж трёхблочный вариант - сам бог велел.

Полл> Так может "Феникс" и не должен будет летать на ГПО и ГСО?

Если Феникс должен летать на низкую орбиту, например при выведении пилотируемого корабля то он какраз и должен быть оптимизирован под низкие орбиты как Циклон, Титан, CZ и пр.

Тут как ни крути - или ПТК и РБ на низкую орбиту или в две ступени на более высокие. Или это аналог Циклона, Титана, Арианы-1-4, CZ, или это аналог Космоса-3М, Флакона-9, Дельты, Атласа. Выбери сам что по твоему больше подходит.

Старый> Если Феникс должен летать на низкую орбиту
Можно математическое основание, почему для низкой орбиты, как я понял с h порядка 120 км? У двуступенчатой ракеты оптимальное другое соотношение масс ступеней, чем для орбиты с h порядка 850 км?

Я спрашиваю про двухступенчатую ракету. РБ в данном случае - третья ступень.

Старый>> Если Феникс должен летать на низкую орбиту
Полл> Можно математическое основание, почему для низкой орбиты, как я понял с h порядка 120 км?

Низкая орбита это примерно 180-200 км, хотя при запуске разгонного блока это может быть и суборбитальная траектория с перигеем ниже поверхности земли.
Аналитическое обоснование сложно, обычно используют математическое моделирование, однако во всех странах мира результат один и тот же - чем ниже орбита на которую РН должна выводить ПН тем больше соотношение в пользу второй ступени.

Полл> У двуступенчатой ракеты оптимальное другое соотношение масс ступеней, чем для орбиты с h порядка 850 км?

В зависимости от высоты орбиты на которую будет выводиться ПН соотношение масс ступеней разное. Чем ниже орбита тем больше соотношение в пользу второй ступени.

Полл> Я спрашиваю про двухступенчатую ракету. РБ в данном случае - третья ступень.

Да. Я про это и отвечаю. Заметь: я говорю в т.ч. про Ариану-1-4 хотя она трёхступенчатая, потому что третью ступень считаю разгонным блоком.