Союз-5

[Старый]

Какой такой минимизации ущерба, если ПН на целевой орбите повышается.

Обыкновенного финансового ущерба который был бы если бы заказали более мощную РН. А так срок работы снижается или что там если топливо расходуется на довыведение до ГПО, но ущерб от этого меньше чем плата за одноразовый Флакон. Классическая минимизация ущерба. 

[Demir_Binici]

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.

Если мечтать про РД-120, тогда конечно РД-171М. Но тяжёлый вариант у нас тогда выйдет близкий к Falcon Heavy. А так как он у нас всегда будет только в варианте expendable то зачем он такой? Falcon Heavy в таком варианте выводит напрямую на GEO примерно тонн 9, а на GTO-1800 заявлено 26.7 тонн. У нас будет поменьше, учитывая широту космодрома, но тоже получится дофига. Оно столько нужно?
Если нужно, тогда РД-171М и РД-120 на верхней ступени. Мне кажется РД-180 и что-то примерно между РД-120 и РД-0124 в самый раз будет. Да и вместо Союз-2 аккурат пойдёт для Прогрессов и Союзов. Если Прогрессы и Союзы меняем на что-то потяжелее, то надо что-то уж совсем тяжёлое делать. Falcon 9 выводит Dragon-2 и Cygnus в варианте RTLS. А мы ведь одноразовую ракету обсуждаем.

[Schwalbe]

В Амуре-СПГ всё придумали ещё хитрее проще. )

Метан - зло.

[Serge V Iz]

Вот! Зла-то нам и не хватает 

[Demir_Binici]

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.

Не нужен.

Дмитрий В. Я почитал обсуждение по вашей ссылке. И статью тоже.
Нигде не указана высота, на которой происходит разделение ступеней. Словно разница в УИ двигателей первой и второй ступени вообще в расчёт не принимается. Между тем Маск в интервью Everyday Astronaut говорит, что это основная причина, зачем вообще нужно разделение на первую и вторую ступень, и не используется схема SSTO.
Если смотреть запуски на GTO, то MECO у Falcon 9 ASDS происходит на высоте от 62.6 до 68.1 km (65.2 km в среднем), а у Falcon 9 Expendable от 71 до 79 km (74.4 km в среднем). Первая ступень Falcon 9 Expendable работает от 162 до 167 секунд (165 секунд в среднем).

[fagot]

Обыкновенного финансового ущерба который был бы если бы заказали более мощную РН. А так срок работы снижается или что там если топливо расходуется на довыведение до ГПО, но ущерб от этого меньше чем плата за одноразовый Флакон. Классическая минимизация ущерба. 

С чего вы взяли, что срок службы уменьшается, может спутник изначально рассчитан на это.

[fagot]

Если мечтать про РД-120, тогда конечно РД-171М. Но тяжёлый вариант у нас тогда выйдет близкий к Falcon Heavy. А так как он у нас всегда будет только в варианте expendable то зачем он такой? Falcon Heavy в таком варианте выводит напрямую на GEO примерно тонн 9, а на GTO-1800 заявлено 26.7 тонн. У нас будет поменьше, учитывая широту космодрома, но тоже получится дофига. Оно столько нужно?
Если нужно, тогда РД-171М и РД-120 на верхней ступени. Мне кажется РД-180 и что-то примерно между РД-120 и РД-0124 в самый раз будет. Да и вместо Союз-2 аккурат пойдёт для Прогрессов и Союзов. Если Прогрессы и Союзы меняем на что-то потяжелее, то надо что-то уж совсем тяжёлое делать. Falcon 9 выводит Dragon-2 и Cygnus в варианте RTLS. А мы ведь одноразовую ракету обсуждаем.

Идея делать ракету с запасом, хотя конечно не исключено, что она и не оправдается. При серийном производстве разница в стоимости РД-180 и РД-171 будет невелика, а для баков и подавно.

[fagot]

Дмитрий В. Я почитал обсуждение по вашей ссылке. И статью тоже.
Нигде не указана высота, на которой происходит разделение ступеней. Словно разница в УИ двигателей первой и второй ступени вообще в расчёт не принимается. Между тем Маск в интервью Everyday Astronaut говорит, что это основная причина, зачем вообще нужно разделение на первую и вторую ступень, и не используется схема SSTO.

А чтобы не тащить паразитную массу в космос не основная причина? Разница в УИ наверняка учтена в расчетах.

[Дмитрий В.]

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.

Если бак подкреплённый, то он уже не гладкий.Да, кстати, все баки наддуваются, но подкреплённым не требуется полная рагрузка давлением от сжатия

Там дело не в полной разгрузке. С ним, с баком этим, ещё обращаться как-то надо, в процессе изготовления РКН. Во всей схеме прохождения надо предусматривать всякие "аккуратные кантователи" и "станции для подкачки колёс" 

Ну, "это другое". Чтобы не получать хлопуны при эксплуатации, гладкие баки подкрепляют "слабыми" шпангоутами (Р-7, ГР-1, Р-9 и т.п. )

[Дмитрий В.]

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.

Там все остальное такое же как на Фалконе. Единый двигатель первой и второй ступеней, за что приходится платить увеличением их количества на первой, но зато для посадки не нужен отдельный рулевик и упрощение разработки и производства.

Из-за этого же получается неоптимальное распределение масс для одноразового варианта (соотношение пустотных тяг, при котором получается оптимальное распределение масс и тяговооружённости для РН такой размерности где-то 9-12).

[Старый]

С чего вы взяли, что срок службы уменьшается, может спутник изначально рассчитан на это.

Обычно срок работы геостационарного спутника ограничивается запасом топлива на коррекцию орбиты. Предполагать что спутник одновременно окажется и ограниченного срока службы и превысит возможности выведения Флаконом это если и не конспирология то подгонка фактов.

[Старый]

Идея делать ракету с запасом, хотя конечно не исключено, что она и не оправдается.

Эта идея подтверждается и практикой в которой новая РН всегда существенно превышает по массе ПН предыдущую РН. 

[Иван Моисеев]

Союз-5 нужен для замены Союза-2. Кому не понятно?

А зачем менять?

[Старый]

Союз-5 нужен для замены Союза-2. Кому не понятно?

А зачем менять?

Дешевле, больше ПН, единая РН. 

[Иван Моисеев]

Идея делать ракету с запасом, хотя конечно не исключено, что она и не оправдается.

Эта идея подтверждается и практикой в которой новая РН всегда существенно превышает по массе ПН предыдущую РН.

А какую предыдущую РН Электрон превысил?

[Иван Моисеев]

Союз-5 нужен для замены Союза-2. Кому не понятно?

А зачем менять?

Дешевле, больше ПН, единая РН.

А с какого будуна она у вас будет дешевле и иметь большую ПН?
Например, Союзу-2 деньги на разработку не нужны, а Союзу-5 нужна пропасть денег на разработку и на ЛИ.
А про ПН - это надо смотреть существующую практику. Вот Ангара 32 года разрабатывается, а в последнем запуске она имела что-то около 5 кг ПН. А сколько Союз-5 разрабатывается? 10 лет.
Значит следует ожидать 5/(32/10)= сами посчитайте сколько кг.

[Старый]

А какую предыдущую РН Электрон превысил?

А предыдущей не было. Эта первая. 
Р-7ПС тоже никого не превысила. 

[Дмитрий В.]

Союз-5 нужен для замены Союза-2. Кому не понятно?

А зачем менять?

Дешевле, больше ПН, единая РН.

А с какого будуна она у вас будет дешевле и иметь большую ПН?
Например, Союзу-2 деньги на разработку не нужны, а Союзу-5 нужна пропасть денег на разработку и на ЛИ.
А про ПН - это надо смотреть существующую практику. Вот Ангара 32 года разрабатывается, а в последнем запуске она имела что-то около 5 кг ПН. А сколько Союз-5 разрабатывается? 10 лет.
Значит следует ожидать 5/(32/10)= сами посчитайте сколько кг.

6, если считать с даты выдачи госконтракта на создание.

[fagot]

Обычно срок работы геостационарного спутника ограничивается запасом топлива на коррекцию орбиты. Предполагать что спутник одновременно окажется и ограниченного срока службы и превысит возможности выведения Флаконом это если и не конспирология то подгонка фактов.

Зачем одновременно-то, если изначально закладываются на запуск Фалконом, то и топлива на коррекцию нальют сколько нужно. А уж если коррекция на ЭРД, то лишние несколько кг ксенона и вовсе никто не будет недозаправлять.

[Старый]

А с какого будуна она у вас будет дешевле и иметь большую ПН?

С конструкции и принципа действия.