Старый: Все сообщения за 5 Июля 2017 года

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.

•  2
•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

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.

•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

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.

•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

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.

•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

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.

•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

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.

•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

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

Я по моему ясно сказал: соотношение масс топлива.

•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

Д.В.> Прикола ради: почти в точности 4 к 1 - соотношение масс ступеней (472,2 к 117,8) - у Зенит-3SLB, но его сложно в чистом виде отнести к двухступенчатым РН из-за наличия довыведения ДМом в течение почти 850 с (с орбиты -2112х191 км на орбиту 180х1553 км) - во всяком случае, в миссии W5A.

Зенит с разгонными блоками относится самое что ни на есть к двухступенчатым ракетам для которых РБ служит полезной нагрузкой. Причём с блоком ДМ Зенит по ХС вообще служит аналогом МБР.
И что самое важное - Феникс такой же как Зенит. Поэтому МБР в данном случае служат прямым аналогом.

•  1
•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

Divergence> Ведь в случае вывода с многократным включением РД-191, импульс его тяги будет в 9-10 раз превосходить остаточный вес ступени.

Во первых многократного включения РД-191 не будет, он не допускает многократное включение как и РД-120 на Зените

Divergence> Фактически полезная нагрузка будет испытывать ускорения равносильные падению с 50 метровой высоты на бетон.

А во вторых РД-191 допускает дросселирование в три раза что позволяет на конечном участке выведения ограничить перегрузку по сути до любой приемлемой величины.

Divergence> Внимание вопрос: а скажи-ка Старый какие спутники выдержат такое испытание?

РД-191 допускает трёхкратное дросселирование что позволяет угодить любому спутнику.
А ты вот лучше скажи: какая перегрузка будет у нынешнего Феникса в конце работы первой ступени? Когда почти весь РЗТ первой ступени израсходован а РД-171 тянет на все свои 800?

•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

Д.В.> Применение РД-191В - обеспечивает наихудшие характеристики.

Саныч, если ты решил мне доказать что применение РД-191 снизит массу ПН то не ломись в открытую дверь.
Читай что я написал в самом начале:

Повторяю для тебя так как вижу что ты не все мои сообщения читал и споришь не со мной а сам с собой:

Старый> Чисто ради объективности отмечу недостатки варианта с РД-191.
Старый> Главный недостаток - он слишком длинный. Для его размещения пришлось бы делать длинный переходный отсек что увеличило бы длину ракеты и сухую массу первой ступени. Но мне кажется по сравнению со всем перечисленными недостатками это не так уж страшно.
Старый> Второй недостаток - РД-191 невысотный. Удельный импульс в вакууме в районе 337 секунд, в дефорсированном варианте будет ещё меньше. Если установить высотное сопло то длина двигателя превысит все разумные пределы, разработка раздвижного насадка опять потребует времени и денег.
Старый> То есть по факту в случае применения РД-191 удельный импульс ступени будет на 20 секунд меньше чем с РД-0124.
Старый> То есть замена 2хРД-0124 на 1хРД-191 приведёт к росту сухой массы первой ступени и снижению на 20 секунд удельного импульса второй. Оба эти фактора снизят массу ПН. Разработчики ракеты очевидно держат это в уме. И что мы имеем в итоге? Мы имеем что опять выжимая максимальную ПН идёт погоня за высокими удельными характеристиками в ущерб дешевизне ракеты и времени на её разработку.

Что не так? С чем ты споришь?

Повторяю что по совокупности пфакторов:
1. Разработка нового двигателя - двухкамерного РД-0124 потребует времени и денег и отодвинет реализацию в бесконечность. Потребуется производство двигателей двух типов.
2. Масса ПН - 17 тонн всё равно недостаточна для замены Протона но с большим запасом превышает ПН Зенита и может быть без ущерба уменьшена.
3. При создании трёхблочного варианта нынешняя вторая ступень окажется заведомо недоразмеренной а ступень с РД-191 окажется самое какраз и будет допускать по сути любое увеличение массы топлива.

Так вот по совокупности этих параметров целесообразно сразу делать вторую ступень на РД-191. Пожертвовав одной-двумя тоннами ПН мы заведомо выиграем во всём остальном.

Опять тратить время и деньги для выжимания предельной ПН это тупиковый путь и мы получим то же что получили с Ангарой - дорогую РН уступающую Протону и без возможности улучшения.

•  22
•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

Это истерика:
Д.В.> - снижает Мпг на 20%

Хорошо что не на 200%

•  16
•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

Д.В.> Никто так не делает для специально спроектированных РН, потому что в здравом уме никому не придет в голову ухудшать таким способом характеристики РН. И не делают.

Все делают именно так. Как для специально спроектированных МБР так и для специально спроектированных РН (см например Ариану-1/4)

Д.В.> Нет ни одной современной двухступенчатой РН у которой бы тяга 2-й ступени была 1/4 от стартовой.

Это уже как у опровергателей американцев на Луне: "А дайте мне именно то чего нет!". Нет ни одной современной двухступенчатой РН специально спроектированной для выведения ПН на ЛЕО или суборбитальную траекторию. Все РН и МБР спроектированные для такого условия имели большую вторую ступень с большой тягой.

Д.В.> И про любую цену я не говорил. Просто ни один проектант не станет сознательно портить ракету применением переразмеренного двигателя ничего не получая взамен: ни энергетики, ни экономии.

Все проектанты для всех подобных ракет применяли тягу второй ступени равную 1/4 от стартовой. Толи сознательно толи неосознанно - сам определись.

Д.В.> Коммерческая эффективность - это стоимость 1 кг ПГ. Применение РД-191В ухудшает этот параметр по сравнению с остальными вариантами ДУ на 2-й ступени: дороже и Мпг ощутимо падает.

Как ты определил стоимость и узнал что РД-191 дороже чем два РД-0124?

Д.В.> А вот теперь ты скажи: из каких рациональных соображений ты пытаешься навязать самый плохой вариант (РД-191В на второй ступени)?

Из соображений минимизации времени и стоимости разработки а также обобщения мирового опыта.

•  12
•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение

Д.В.> Трехблочный вариант превращает РН в трехступенчатый носитель, для которого оптимальная тяговооруженность 3-й ступени лежит в широком диапазоне значений: от 0,3 до 0,7. Так что может оказаться в самый раз.

Может оказаться а может и не оказаться. Даже если применить дросселирование центрального блока (что само по себе весьма сомнительно) то получится в лучшем случае 2.5-ступенчатый носитель. А какая у него оптимальная тяговооружённость третей ступени - разработчики Союза, Протона, Арианы-1/4 знают? Или опять весь мир идёт не в ногу?

Д.В.> Как минимум 2,5 т потери ПГ без какого-либо выигрыша в стоимости.

Слава богу что уже не с увеличением стоимости.
А в стоимости и времени разработки выигрыша нет?

Да, а снижение гравитационных потерь ты учитывал?

Старый>> Опять тратить время и деньги для выжимания предельной ПН это тупиковый путь и мы получим то же что получили с Ангарой - дорогую РН уступающую Протону и без возможности улучшения.
Д.В.> Вот РД-191 - это тратить деньги, причем неэффективно.

Так же "неэффективно" как и на РД-171.
Однако отрадно что про время и стоимость разработки ты уже не вспоминаешь.

•  4
•  инфо
•  инструменты
• Ответить на сообщение