Союз-5

[Старый]

Ну вообще-то судя по вашей подписи 4 УРМа с боков это как раз сложно и дорого.  

По моей подписи четыре дороже чем два. 

Но вообще странно конечно, по-моему вся разработка Фалкона-9 с модификациями обошлась дешевле. Опять же, если сразу закладываться на триблок, проблем быть не должно.

Вот и я так думаю. 

[Старый]

Кстати, а какое оно у Союза-5?

Пока не сделан сложно судить. Саныч (Дмитрий Воронцов) наверно сможет ответить. Первые публикации ТТХ давали какуюто совсем уж ужасную величину для 2 ступени, но там был керосиновый бак торовой формы как у Зенита. Сейчас конструкцию изменили на нормальную но и публикации ТТХ прекратились. 

[Serge V Iz]

Пока не сделан сложно судить.

А так, во всех свежих статьях, не сухая, а конечная масса IIст принимается  6.5т:

https://www.energia.ru/ktt/archive/2022/03-2022/82-88.pdf

[Старый]

А так, во всех свежих статьях, не сухая, а конечная масса IIст принимается  6.5т:

В принципе не так уж много...

[Старый]

https://www.energia.ru/ktt/archive/2022/03-2022/82-88.pdf

Ценная статья. Объясняет что размер второй ступени ограничен тягой двигателя. 
 Двигатели, конечно, - слабое место Союза-5. 

[Старый]

Вот и авторы говорят то же что и я: 

Одним из очевидных путей повышения энергетических характеристик
перспективной ракеты-носителя является увеличение массы топлива второй
ступени.

Но двигатель...

[Старый]

В процессе поиска оптимального сочетания тяги и массы второй ступени
найден максимум массы ПГ: при увеличении начальной массы на 64 т
(135 т — полная начальная масса) и тяги
на 84 тс (144 тс — полная тяга) масса
выводимого ПГ равна 20,2 т. Обеспечивается попадание отделившейся первой
ступени в существующий РП с дальностью 663 км.

Во! Но увы, с самого появления этого проекта я сразу сказал: у них нет нормального двигателя на вторую ступень.  Нужен вдвое более мощный чем сейчас. 

[Serge V Iz]

Но двигатель...

Так чего, добавляем ещё одну пару бывшего 0124 и доводим уже дросселирование до 50%? Чтобы получить надёжные 20т на НОО и бонусом любую разумную ССО без перезапуска?

[Demir_Binici]

Ну и не в одном массовом совершенстве сила. УИ ещё есть. Если уж в волшебном мире принято везде ставить двигатели замкнутого цикла то они более чем компенсируют недостаток массового совершенства. На первой ступени так точно.

Но чтобы летать на высокоэнергетические орбиты в 2 ступени, надо иметь высокое массовое совершенство на второй, и тут УИ уже не так помогает.

Летать на высокоэнергетические орбиты в 2 ступени и у SpaceX не очень хорошо получается. На GTO с наклонением космодрома ещё относительно неплохо, но если нужно менять наклонение, то выводимая масса сильно снижается. Но в три ступени уже гораздо лучше. Например максимальная масса спутника, которую Falcon 9 ASDS выводит на GTO-1800 по Payload Guide составляет 5,500 кг, что подтверждается запуском Inmarsat I-6 F2. FH RTLS side ASDS core может выводить на такую орбиту 8 тонн, т.е. на 45% больше. А уже на GTO-1500 Falcon 9 ASDS выводит немногим более 3 тонн. К примеру Türksat 5A 3,400 kg 288 x 55049 x 17.7°  GTO-1541. Зато FH RTLS side ASDS выводит почти 6.5 тонн (Arabsat 6A 6,465 kg 327 x 89815 x 22.96° GTO-1502). Получается, что более чем на 85% больше. Если взять орбиту, требующую ещё большей энергии, например C3=10 km2/sec2, то разница между F9 ASDS и FH RTLS side ASDS составит уже 130%.

IMHO УИ уже не так помогает, потому, что выпускаемые в РФ высотные двигатели РД-0124 имеют относительно короткое сопло, если сравнивать их Merlin 1D Vac. Поэтому разница по УИ не такая впечатляющая, как между Merlin 1D и КВ-180.

Если мы говорим про волшебный мир, то нам ничего не мешает ставить на верхнюю ступень РД-0125 (однокамерный аналог РД-0124), к которому мы приделываем гигантское сопло, сравнимое Merlin 1D Vac и разумеется, у нас есть возможность его многократного включения.

[Старый]

Так чего, добавляем ещё одну пару бывшего 0124 и доводим уже дросселирование до 50%? Чтобы получить надёжные 20т на НОО и бонусом любую разумную ССО без перезапуска?

Ещё одна пара это 90 тонн что опять мало. Зато усложнение и удорожание. 

[Старый]

сли мы говорим про волшебный мир, то нам ничего не мешает ставить на верхнюю ступень РД-0125 (однокамерный аналог РД-0124), к которому мы приделываем гигантское сопло, сравнимое Merlin 1D Vac и разумеется, у нас есть возможность его многократного включения.

Если это аналог РД-0124 то тяга в 30 тонн ни в какие ворота. А поставить четыре - четырёхкратное увеличение стоимости и негде разместить четыре вакуумных сопла. С многократным запуском двигателя ряда РД-0124 тоже судя по всему серьёзные проблемы сугубого характера. 

[Serge V Iz]

Так чего, добавляем ещё одну пару бывшего 0124 и доводим уже дросселирование до 50%? Чтобы получить надёжные 20т на НОО и бонусом любую разумную ССО без перезапуска?

Ещё одна пара это 90 тонн что опять мало. Зато усложнение и удорожание.

Да, вроде, по статье, уже неплохо. Однородные устройства обычно приносят меньше и последнего, и предпоследнего. М.б., даже и на всяких резервах газа сэкономить удастся...

Но могут возникнуть и новые проблемы. Хоть даже с тем, как это вот всё скомпоновать.

[Старый]

По поводу классификации "средняя-тяжёлая" вопрос о которой подняла птица-ласточка.
Судя по всему современное ракетостроение пришло к тому же к чему пришли многие виды военной техники: прекратилось разделение на лёгкие-тяжёлые. Возникло нечто типа "основной боевой танк", "основной боевой самолёт", "основной боевой корабль".
Дело пришло к основной универсальной ракете-носителю перекрывающей собой практически все потребности по выведению ПН и имеющей тяжёлый вариант полученный путём добавления к основному варианту боковых блоков. Жидкостных либо твердотопливных.

[fagot]

Во! Но увы, с самого появления этого проекта я сразу сказал: у них нет нормального двигателя на вторую ступень. Нужен вдвое более мощный чем сейчас.

Если внимательно посмотреть, то там основная прибавка в 1,8 т получается при увеличении тяги всего до 100 т и заправки в 1,5 раза, а дальнейшее наращивание тяги и заправки позволяет выжать всего лишь 0,4 т, что скорее всего нецелесообразно. Так что вполне подошел бы РД-120, но с большим соплом, а если же брать его как есть, то половину выигрыша сожрет низкий относительно РД-0124 УИ.

[Demir_Binici]

Маск на это "прилепить сбоку" миллиард долларов потратил.

Откуда данные?
Почему прилепить с боков четыре УРМа - просто, а два Союза-5 - сложно?

От Маска, он рассказывал в 2018 году, как всё сложно и дорого оказалось, хотя он думал, что будет просто и дёшево.

Вроде не миллиард, а полмиллиарда на Falcon Heavy потрачено. Что тоже весьма немало. Что Маск "рассказывал в 2018 году, как всё сложно и дорого оказалось, хотя он думал, что будет просто и дёшево" мне тоже запомнилось. Вроде миллиард он говорил, был потрачен на отработку возврата первой ступени. И что даже рассматривали вариант совсем отказаться от Heavy. Falcon Heavy анонсировали, когда ещё только Falcon 9 v.1.1 проектировали и что будет v.1.2 не предполагали. А Falcon Heavy на базе v.1.2 уже слишком монструозным выходил и были сомнения, что он такой вообще нужен.

Интересно: как он собирается отбивать якобы потраченный миллиард?

Ну так он его (даже если и миллиард) уже отбил. Без Falcon Heavy не видать ему было 40% запусков NSSL Phase 2. Viasat-3 и Jupiter 3 тоже на Falcon 9 не запустить. NASA пришлось бы откладывать на неопределённый срок Psyche, GOES-U, Roman Space Telescope, запускать Europa Clipper на SLS, а PPE и HALO стыковать на лунной орбите.

[fagot]

Летать на высокоэнергетические орбиты в 2 ступени и у SpaceX не очень хорошо получается. На GTO с наклонением космодрома ещё относительно неплохо, но если нужно менять наклонение, то выводимая масса сильно снижается. Но в три ступени уже гораздо лучше. Например максимальная масса спутника, которую Falcon 9 ASDS выводит на GTO-1800 по Payload Guide составляет 5,500 кг, что подтверждается запуском Inmarsat I-6 F2. FH RTLS side ASDS core может выводить на такую орбиту 8 тонн, т.е. на 45% больше. А уже на GTO-1500 Falcon 9 ASDS выводит немногим более 3 тонн. К примеру Türksat 5A 3,400 kg 288 x 55049 x 17.7°  GTO-1541. Зато FH RTLS side ASDS выводит почти 6.5 тонн (Arabsat 6A 6,465 kg 327 x 89815 x 22.96° GTO-1502). Получается, что более чем на 85% больше. Если взять орбиту, требующую ещё большей энергии, например C3=10 km2/sec2, то разница между F9 ASDS и FH RTLS side ASDS составит уже 130%.

Так и не нужно менять наклонение, если у РН всего 2 ступени, выгоднее перераспределить ХС в пользу ДУ спутника.

IMHO УИ уже не так помогает, потому, что выпускаемые в РФ высотные двигатели РД-0124 имеют относительно короткое сопло, если сравнивать их Merlin 1D Vac. Поэтому разница по УИ не такая впечатляющая, как между Merlin 1D и КВ-180.

Если мы говорим про волшебный мир, то нам ничего не мешает ставить на верхнюю ступень РД-0125 (однокамерный аналог РД-0124), к которому мы приделываем гигантское сопло, сравнимое Merlin 1D Vac и разумеется, у нас есть возможность его многократного включения.

При умеренных давлениях в КС разница в вакуумном УИ при одинаковой степени расширения между открытой и замкнутой схемами максимум 15-20 с, поэтому и гигантское сопло не очень поможет. Конечно, замкнутая схема с большим давлением позволяет реализовать в тех же габаритах большую степень расширения, но зависимость там нелинейная и выигрыш будет невелик. Ну и конечно ставить нужно не РД-0125, а РД-120 с большим соплом.

[Старый]

Однородные устройства обычно приносят меньше и последнего, и предпоследнего.

Но приносят. "Много маленьких хуже одного большого".

[Serge V Iz]

Однородные устройства обычно приносят меньше и последнего, и предпоследнего.

Но приносят. "Много маленьких хуже одного большого".

В ситуация "было 2, стало 3", "было 5 стало 7" заявленное явление на практике наблюдается. )

[Старый]

Если внимательно посмотреть, то там основная прибавка в 1,8 т получается при увеличении тяги всего до 100 т и заправки в 1,5 раза,

Увеличение тяги и заправки в полтора раза это большое изменение требующее по сути новой ступени.
Но если смотреть шире то увеличение тяги и заправки в два раза не ухудшает а только улучшает характеристики зато позволяет иметь единую ступень для тяжёлого варианта.

а дальнейшее наращивание тяги и заправки позволяет выжать всего лишь 0,4 т, что скорее всего нецелесообразно.

Само по себе может и нецелесообразно (увеличение стоимости), зато позволяет иметь единую ступень с тяжёлым вариантом.

Так что вполне подошел бы РД-120, но с большим соплом, а если же брать его как есть, то половину выигрыша сожрет низкий относительно РД-0124 УИ.

РД-120 подошёл бы, я об этом тоже сразу сказал. Однако учитывая что стартовая масса РН существенно больше чем Зенита и двигатель тоже требуется более мощный.
Опять же РД-120 длинный. Потребуется либо торовый бак как у Зенита, который увеличит сухую массу, либо длинный пустой переходник как у Флакона. И потребуется рулевой двигатель.

Вобщем пока, я считаю, нужно всё делать как есть сейчас, а в дальнейшем разработать для ракеты новые двигатели из соображений стоимости/эффективности.

[Старый]

NASA пришлось бы откладывать на неопределённый срок Psyche, GOES-U, Roman Space Telescope, запускать Europa Clipper на SLS, а PPE и HALO стыковать на лунной орбите.

НАСА запустила бы всё это на ХэвиДельте. Переплатила бы по сравнению с Флаконом, но не впервой.