Союз-5

[Старый]

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.

При одинаковой степени расширения для двигателя открытой схемы потребуется большее выходное сечение сопла. Или ты про геометрическую степень расширения?

[Дмитрий В.]

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.

Первые публикации давали весовое совершенство заметно выше блока И. В первых публикациях никакого торового бака не было - был цилиндрический отсек, разделённый совмещённым днищем. Во "вторых" публикациях" появился тороидальный бак, и он был не как у Зенита. Сейчас, говорят, снова вернулись к концепции совмещённого днища. Но это неточно.

[Serge V Iz]

Первые публикации давали весовое совершенство заметно выше блока И.

Да и сейчас время от времени появляются статьи от энтузиастов, предлагающих подкреплённые гладкие наддутые баки. )

Там выходит где-то 4.5 тонны, около того.

[fagot]

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.

Тяжелый вариант и так обладает избыточной грузоподъемностью и планируется редко летающим, поэтому и такая ступень подойдет для него в качестве единой. Гораздо дешевле и эффективнее увеличить ПН, отказавшись от жесткого пакета.

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

И каждый раз терять на ней энную сумму на наиболее востребованном моноблочном варианте.

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.

Расчеты же показывают, что дальнейшее увеличение тяги дает мизерный выигрыш. Конечно, нужен переходник как у Фалкона, неохлаждаемый сопловый насадок, качание двигателя и никакого рулевика, тогда это еще как-то окупится. А делать новый двигатель ради полутонны ПН это несерьезно.

[Старый]

У меня есть сверхценная идея которая состоит в том что нужно разработать четырёхкамерный двигатель с качающимися камерами тягой примерно 15% от тяги двигателя первой ступени. Дросселируемый и многократного включения. И использовать его и как основной двигатель второй ступени и как рулевой двигатель первой ступени. Это позволит использовать его для посадки первой ступени и для реализации на второй ступени всего комплекса предлагавшихся мер - и дотягивания на дросселированном режиме, и повторного включения. Заодно и стартовая тяга первой ступени увеличится на 15%.

Но это всё если только частота запусков превысит хотя бы два десятка в год и станет целесообразным повторное использование первой ступени. Огромный запас по массе ПН как для пилотируемой программы так и для запусков на средневысотные орбиты позволит безболезненно израсходовать часть топлива и сухой массы первой ступени на посадку для повторного использования.

[fagot]

При одинаковой степени расширения для двигателя открытой схемы потребуется большее выходное сечение сопла. Или ты про геометрическую степень расширения?

Ну и что, если габариты ступени позволяют. А степень расширения по давлению и геометрическая неразрывно связаны, поэтому можно не уточнять.

[Demir_Binici]

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.

В большинстве случаев именно так. Особенно когда у спутника ДУ на химическом топливе. Вывести его на эллиптическую орбиту 35,000 км с наклонением космодрома, а дальше пусть сам добирается. На Falcon 9 v.1.2 я насчитал 8 таких запусков из 45 коммерческих на GTO.

Ну и конечно ставить нужно не РД-0125, а РД-120 с большим соплом.

Мне тоже кажется, что у РД-0125 будет недостаточно тяги. Но наверное РД-120 будет избыточен, если у нас первая ступень на РД-180.
Ну и еще не хотелось уж слишком фантазировать. Хоть мы и про волшебный мир, но я сомневался, достаточно ли запаса волшебства на РД-120 с большим соплом.

замкнутая схема с большим давлением позволяет реализовать в тех же габаритах большую степень расширения, но зависимость там нелинейная и выигрыш будет невелик

Иными словами, такой разницы в УИ как между Merlin 1D и Merlin 1D Vac получить между RD-191 и его условной уменьшенной копией с огромным соплом не удастся, я правильно понял? 

[Старый]

Тяжелый вариант и так обладает избыточной грузоподъемностью и планируется редко летающим, поэтому и такая ступень подойдет для него в качестве единой. Гораздо дешевле и эффективнее увеличить ПН, отказавшись от жесткого пакета.

Неизвестно какие там требования по ПН, возможно придётся выводить 5-6 тонн и возможности по выводу придётся использовать максимально. Опять же можно спасать боковые блоки.

И каждый раз терять на ней энную сумму на наиболее востребованном моноблочном варианте.

Потери то будут невелики, по ПН так даже прибавка.

[Старый]

А делать новый двигатель ради полутонны ПН это несерьезно.

А если в комплексе? Рулевой двигатель/двигатель мягкой посадки первой ступени и двигатель с дотягиванием/повторным включением для второй? 

[Serge V Iz]

А делать новый двигатель ради полутонны ПН это несерьезно.

А если в комплексе? Рулевой двигатель/двигатель мягкой посадки первой ступени и двигатель с дотягиванием/повторным включением для второй?

В Амуре-СПГ всё придумали ещё хитрее проще. ) Фиг его знает, как будут выглядеть нагрузки где-то там, в будущем, но если как сейчас -- всё, что есть массовое он закрывает.

[fagot]

У меня есть сверхценная идея которая состоит в том что нужно разработать четырёхкамерный двигатель с качающимися камерами тягой примерно 15% от тяги двигателя первой ступени. Дросселируемый и многократного включения. И использовать его и как основной двигатель второй ступени и как рулевой двигатель первой ступени. Это позволит использовать его для посадки первой ступени и для реализации на второй ступени всего комплекса предлагавшихся мер - и дотягивания на дросселированном режиме, и повторного включения. Заодно и стартовая тяга первой ступени увеличится на 15%.

Но это всё если только частота запусков превысит хотя бы два десятка в год и станет целесообразным повторное использование первой ступени. Огромный запас по массе ПН как для пилотируемой программы так и для запусков на средневысотные орбиты позволит безболезненно израсходовать часть топлива и сухой массы первой ступени на посадку для повторного использования.

Идея интересная, но не вполне понятно, как это все закомпонуется на первой ступени. Примерно как у Циклона?

[Старый]

Вывести его на эллиптическую орбиту 35,000 км с наклонением космодрома, а дальше пусть сам добирается. На Falcon 9 v.1.2 я насчитал 8 таких запусков из 45 коммерческих на GTO.

Чтото мало. По моему у Флакона-9 все запуски на ГСО на переходную орбиту. Ты наверно считаешь что суперпереходная орбита это не геопереходная? 

[Demir_Binici]

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.

Тоже вполне вероятно. Или отложили бы до сертификации Vulcan, или Ariane 6 или H3. Но во всех вариантах, для SpaceX это мимо кассы.

[fagot]

Неизвестно какие там требования по ПН, возможно придётся выводить 5-6 тонн и возможности по выводу придётся использовать максимально. Опять же можно спасать боковые блоки.

Ну а если пакет не жесткий, то в качестве 3-й ступени вариант с тягой около 100 т тем более годится.

[Старый]

В Амуре-СПГ всё придумали ещё хитрее проще. ) Фиг его знает, как будут выглядеть нагрузки где-то там, в будущем, но если как сейчас -- всё, что есть массовое он закрывает.

Амур-СПГ неприемлем именно из-за СПГ. Даже если там всё остальное такое же как предлагается мною.

[Serge V Iz]

Амур-СПГ неприемлем именно из-за СПГ.

Не веришь, что общепромышленное освоятельство СПГ в том районе достигнет хотя бы среднепаршивого уровня? Там нефтяники вовсю работают, только шум стоит.

[Старый]

Ну а если пакет не жесткий, то в качестве 3-й ступени вариант с тягой около 100 т тем более годится.

Если требования по ПН максимальны (или будет спасение боковушек) то придётся делать нежёсткий пакет. В этом случае ступень с тягой 120-140 т и удвоенным запасом топлива окажется едва ли не оптимальной. Тем более надо такую делать.

[Старый]

Не веришь, что общепромышленное освоятельство СПГ в том районе достигнет хотя бы среднепаршивого уровня? Там нефтяники вовсю работают, только шум стоит.

Не верю что СПГ в качестве ракетного топлива будет лучше чем керосин. 

[fagot]

В большинстве случаев именно так. Особенно когда у спутника ДУ на химическом топливе. Вывести его на эллиптическую орбиту 35,000 км с наклонением космодрома, а дальше пусть сам добирается. На Falcon 9 v.1.2 я насчитал 8 таких запусков из 45 коммерческих на GTO.

Просто спутники делаются не под максимальную грузоподъемность Фалкона, а исходя из их целевой ПН, нужной заказчику, поэтому легкие спутники Фалкон выводил на более выгодную ГПО, чтобы избыток грузоподъемности впустую не пропадал, но это просто бонус. Ну и электросаты конечно на более удобную для них орбиту запускались.

Мне тоже кажется, что у РД-0125 будет недостаточно тяги. Но наверное РД-120 будет избыточен, если у нас первая ступень на РД-180.
Ну и еще не хотелось уж слишком фантазировать. Хоть мы и про волшебный мир, но я сомневался, достаточно ли запаса волшебства на РД-120 с большим соплом.

Нет уж, мечтать, так мечтать. И почему РД-180 на первой, мы же про Союз-5 говорим.

Иными словами, такой разницы в УИ как между Merlin 1D и Merlin 1D Vac получить между RD-191 и его условной уменьшенной копией с огромным соплом не удастся, я правильно понял?

Да.

[Serge V Iz]

Не веришь, что общепромышленное освоятельство СПГ в том районе достигнет хотя бы среднепаршивого уровня? Там нефтяники вовсю работают, только шум стоит.

Не верю что СПГ в качестве ракетного топлива будет лучше чем керосин.

А зачем лучше? Оно примерно такое же и выходит -- разменом меньшей плотности на лучшую энергетику. Разве что, только шубу толстую вокруг трубы из верхнего бака делать не надо. )