"Чанчжэн-5" (CZ-5, Long March-5)

[Димитър]

Стартовая масса 2700 т, тяга 3500 тс, грузоподъемность 100 т на LEO и 50 т на отлетную к Луне.

Насколько понимаю - СZ-6  

Все! Тема "Тяжёлый носитель совместно с Китаем" можно закрывать ? Или все-таки русская помощь понадобится ?

[Дмитрий В.]

Стартовая масса 2700 т, тяга 3500 тс, грузоподъемность 100 т на LEO и 50 т на отлетную к Луне.

Насколько понимаю - СZ-6  

Все! Тема "Тяжёлый носитель совместно с Китаем" можно закрывать ? Или все-таки русская помощь понадобится ?

Вроде бы, CZ-6 - это пилотируемая РН на базе блока диаметром 3,35 м. :roll:

[frigate]

Спасибо Игорь, однако это уже будет не "Чанчжэн-5", а нечто похожее  на Н-1 (с водородом) или Сатурн V  

Цитируя Ваш пост на nasaspaceflight forum:

With launch mass of 2700 [metric] tons and thrust of 3500 tons. If this vehicle would use the newest 120 ton thrust kerosene/lox engines it needs 30 such engines. I know the name of the beast: it's N-1 :-)

Там же Ed Kyle посчитал что 28 двигателей YF100 c тягой 122.35 tonn (каждый) дают суммарную тягу 3425 tonn.
Потребуется 7 блоков 1-й ступени по 4 двигателя в каждом блоке,  диаметр блока > 4.45 м и ЦБ с диаметром > 5.8 м.

[Дмитрий В.]

Спасибо Игорь, однако это уже будет не "Чанчжэн-5", а нечто похожее  на Н-1 (с водородом) или Сатурн V  

Цитируя Ваш пост на nasaspaceflight forum:

With launch mass of 2700 [metric] tons and thrust of 3500 tons. If this vehicle would use the newest 120 ton thrust kerosene/lox engines it needs 30 such engines. I know the name of the beast: it's N-1 :-)

Там же Ed Kyle посчитал что 28 двигателей YF100 c тягой 122.35 tonn (каждый) дают суммарную тягу 3425 tonn.
Потребуется 7 блоков 1-й ступени по 4 двигателя в каждом блоке,  диаметр блока > 4.45 м и ЦБ с диаметром > 5.8 м.

Однако на рисунке только 6 блоков первойц ступени. Можно предположить, что на каждом из них будет использовано по 4 форсированных YF-100. Можно также полагать, что на водородном ЦБ будет использовано от 4 до 5 YF-77.

[Димитър]

На картинке видно, что у каждой боковушки - одно сопло! Если картинка верна, то возможно китайцы разрабатывают новый однокамерный двигатель, дающий примерно 550 тонн тяги.
Будет китайский аналог F-1 ?  

[Дмитрий В.]

Картинка слишком мала, чтобы разглядеть количество сопел :roll:  Но для китайцев, несмотря на их немалые ресурсы, проблематично самостоятельно разработать до 2024 г. однокамерный ЖРД (СССР потребовалось почти десять лет разрабатывать РД-170/171). Не исключено, что китайцы будут делать 4-хкамерный ЖРД на базе камеры YF-100/ При этом, они могут попытаться создать новый ТНА путем масштабирования ТНА исходного двигателя, либо привлечь к этому российских специалистов.

[Кузьмин Сергей]

На картинке видно, что у каждой боковушки - одно сопло! Если картинка верна, то возможно китайцы разрабатывают новый однокамерный двигатель, дающий примерно 550 тонн тяги.
Будет китайский аналог F-1 ?  

С учетом того, что Китаю в качестве металлолома достаются целыми РД-0120 (11Д122) в количестве трех штук    (Тяга: 1863,9 кН в ваккууме), а возможно ещё и другие РД, то можно ожидать, что разработают.  

[Димитър]

Картинка слишком мала, чтобы разглядеть количество сопел  

А я думаю, что очень хорошо видно. Другой вопрос - насколько правильно картинка изображает ракету....

Американцы сделали камеру на 750 тонн еще в 60-ых. Не вижу причин, чтобы китайцы не смогли повторить их достижение через 50 лет.
А Глушко, извините, для меня не авторитет - то, что он не мог сделать после 30-летней практики двигателестроения, Кузнецов сделал, начиная с нуля!

Китаю в качестве металлолома достаются целыми РД-0120 (11Д122) в количестве трех штук

А вот копия этого, скорее всего, будет стоять на ЦБ !  

[Дмитрий В.]

Картинка слишком мала, чтобы разглядеть количество сопел  

А я думаю, что очень хорошо видно. Другой вопрос - насколько правильно картинка изображает ракету....

Американцы сделали камеру на 750 тонн еще в 60-ых. Не вижу причин, чтобы китайцы не смогли повторить их достижение через 50 лет.
А Глушко, извините, для меня не авторитет - то, что он не мог сделать после 30-летней практики двигателестроения, Кузнецов сделал, начиная с нуля!

Китаю в качестве металлолома достаются целыми РД-0120 (11Д122) в количестве трех штук

А вот копия этого, скорее всего, будет стоять на ЦБ !  

Кузнецову тоже пришлось работать больше 10 лет, чтобы сделать тот НК-33, что мы знаем. Проблема в том, что практически любой крупный углеводородник (та и вообще ЖРД) несет с собой кучу проблем. Фактически, насколько мне известно, проблему ВЧ-колебаний раз и навсегда решить не удалось. Китай создал YF-100 на основе РД-120, т.е. по живым образцам и документации, насколько известно из неофициальных источников. Так что...

[Лютич]

Проблема в том, что практически любой крупный углеводородник (та и вообще ЖРД) несет с собой кучу проблем.

А вы не рассматриваете вариант, что они будут делать полностью водородный носитель?
Год назад я видел у них презенташку, посвященную отработке форсунки водородника по схеме газ-газ, то есть явно не высотного

[Дмитрий В.]

Проблема в том, что практически любой крупный углеводородник (та и вообще ЖРД) несет с собой кучу проблем.

А вы не рассматриваете вариант, что они будут делать полностью водородный носитель?
Год назад я видел у них презенташку, посвященную отработке форсунки водородника по схеме газ-газ, то есть явно не высотного

Не исключаю. Тем более, что судя по рисунку, боковые боки имеют тот же диаметр, что и ЦБ, т.е. 5м. Также не исключаю, что блок первой ступени состоит из связки семи 5-метровых модулей.

[frigate]

Delta V на 3 участках траектории выведения РН (Сброс ГО на 200 сек полета):

1. Параллельная работа двигателей 1 и 2 ступени:

- Начальная масса 800000 kg
- РЗТ 1 ступени 4*(147000-12000) = 540000 kg
- Масса компонентов топлива, расходуемая 2-й ступенью за первые 160 сек полета:
(175000-17000)/480*160 = 52666 kg
- Конечная масса 207334 kg

Эквивалентный Isp = 301 * (540000/(540000+52666)) + 333* (52666/(540000+52666))
Isp = 303.8 sec
Delta V = 4024 m/sec

2. Полет 2 ступени с ГО

- Начальная масса после отделения блоков 1 ступени:
(800000 - 4*147000) - 52666 = 159334 kg
- Масса компонентов топлива, расходуемая 2-й ступенью за последующие 40 сек полета:  
(175000-17000)/480*40 = 3950 kg
- Конечная масса 155384 kg

Isp = 432 sec (vac)
Delta V = 106 m/sec

3. Полет 2 ступени без ГО

- Начальная масса после отделения ГО: 155384 - 12000 = 143384 kg
- Конечная масса 2 ступени с ПН: 25000+17000 =42000 kg

Isp = 432 sec (vac)
Delta V = 5203 m/sec

Итого Delta V РН = 9333 m/sec

[frigate]

Delta V на 3 участках траектории выведения РН для конфигурации EDS:
- ПН 26420 kg (3 ступень - РБ);
- Масса укороченного ГО и проставки между 3-й ступенью (РБ) и ГО 6 тонн;
- Сброс ГО на 200 сек полета;

1. Параллельная работа двигателей 1 и 2 ступени:

- Начальная масса РН 795420 kg
- РЗТ 1 ступени 4*(147000-12000) = 540000 kg
- Масса компонентов топлива, расходуемая 2-й ступенью за первые 160 сек полета:
(175000-17000)/480*160 = 52666 kg
- Конечная масса 202754 kg

Эквивалентный Isp = 301 * (540000/(540000+52666)) + 333* (52666/(540000+52666))
Isp = 303.8 sec
Delta V = 4073 m/sec

2. Полет 2 ступени с ГО

- Начальная масса после отделения блоков 1 ступени:
(795420 - 4*147000) - 52666 = 154754 kg
- Масса компонентов топлива, расходуемая 2-й ступенью за последующие 40 сек полета:
(175000-17000)/480*40 = 3950 kg
- Конечная масса 150804 kg

Isp = 432 sec (vac)
Delta V = 109 m/sec

3. Полет 2 ступени без ГО

- Начальная масса после отделения ГО: 150804 - 6000 = 144804 kg
- Конечная масса 2 ступени с ПН: 26400+17000 =43400 kg

Isp = 432 sec (vac)
Delta V = 5106 m/sec

Итого Delta V РН = 9288m/sec (Недобор ХС 45 м/сек), при этом:
- грав. потери будут меньше для 1 и 2 участка выведения;
- грав. потери будут больше для 3 участка выведения;
- азродиамические потери будут несколько больше (высота РН увеличивается);

[frigate]

Из ветки про NASA/Constellation:

Мысли Майкла Гриффина насчёт возиожности облёта Луны китайцами на Шенчжоу в ближйшие годы
http://www.nasa.gov/pdf/304525main_mg_nasa_update_20090116.pdf

I believe that China will have the technical capability to circumnavigate the Moon, could have it in 2015, 2016. The Shenzhou, with a little bit more heat shielding, is intrinsically capable of an atmospheric entry from lunar return, and once China has the Long March 5 deployed -- and they are working vigorously on it, and they have previously demonstrated dual launch processing capability -- a circumnavigation of the Moon could be done with two Long March 5's, one carrying a Shenzhou and one carrying an upper stage. So, technically, they will be able to do that in '15 or '16, in my opinion, and I don't even think that is a hard stretch.

Whether they will choose to do it or not, of course, depends upon the goals of their political leadership, but if the question is technically able, middle of the next decade, my opinion.

Чтобы Китай смог осуществить пилотируемый облёт Луны (а-ля "Зонд") или вывести пилотируемый КК на орбиту Луны (миссия "Аполлона-8")
должны, как минимум произойти следующие события:
- готовность к запуску "Чанчжэн-5" (ЛМ-5) c космодроме Wenchang Satellite Launch Center (Hainan Island) - СК должен быть готов к 2013 году;
- готовность к запуску РН "Чанчжэн-5" 2014 год (из всего семейства носителей  речь идет о самой тяжелой конфигурации 25 тонн на LEO);
- отработка стыковки на орбите (первая стыковка намечена на 2012 год, однако потребуется гарантированная стыковка
по типу "Союз"-"Салют", а не просто стыковка двух КК "Шеньжоу");
- Сомневаюсь, чтобы "Чанчжэн-5" стала пилотируемой РН, хотя даже если это станет возможным,
грузоподъемность пилотируемого варианта РН будет в районе 22 тонн (из-за САС).  
В настоящее время, Китай рассматривал 2-х пусковую схему вывода КК "Шеньжоу" на LLO: CZ-5 (вывод РБ на LEO)  + CZ-2F (вывод "Шеньжоу" на LEO);
- отработка входа в атмосферу СА со второй космической скоростью: автоматический полет по схеме "Зонда" либо возвращение с высокоэластической орбиты;

Майкл Гриффин похоже намекает своему правопреемнику на возможность лоббирования Конгресса с помощью
"Китайской карты" - угроза "Красной Луны" достаточно хорошо обеспечивала финансирование НАСА в 60-е годы.

Связка РБ (на основе 2-й ступени CZ-5) + ПН обеспечивает:
- вывод на TLI траекторию 16738 кг ПН (идеальная ХС TLI 3175 м/с без учета гравитационных потерь);
- вывод на TLI траекторию 16463 кг ПН (гравитационные потери 31 м/с при начальной тяговооруженности связки 0.366);
- вывод на LLO 9430 кг ПН (идеальная ХС LOI 1100 м/с; без учета гравитационных потерь на TLI);
- вывод на LLO 9320 кг ПН (идеальная ХС LOI 1100 м/с; гравитационные потери на TLI
23 м/с при начальной тяговооруженности связки 0.438).

КК "Шеньжоу" 7,840 kg:
- БО (Orbital Module)    1500 kg
- СА (Re-entry Vehicle) 3240 kg
- ПАО (Service Module) 3000 kg

Spacecraft delta v: 380 m/sec (этого явно не хватит на  возвращение на Землю  :idea:)
 
Итак, выводы:
- Пилотируемый облет Луны вполне осуществим (РБ для облета Луны вытянет 2 стандартных КК "Шеньжоу" :idea:);
- Вывод на орбиту Луны стандартного КК "Шеньжоу" невозможен из-за недостаточного запаса ХС для возвращения на Землю;
- Вывод на орбиту Луны модифицированного КК "Шеньжоу" - надо просчитать 2 варианта (min ХC для TEI маневра 900 m/sec):
* конфигурация БО + СА + ПАО (4580 kg) XC 922 m/sec;
* конфигурация СА + ПАО (6080 kg) - 1638 m/sec;

КК "Шеньжоу" Isp: 290 sec
Empty Service Module - 2000 kg
- Для вывода лунного "Шеньжоу" с увеличенным ПАО потребуется либо модернизация CZ-2F либо новая РН.  :idea:

[Дмитрий В.]

....
- Сомневаюсь, чтобы "Чанчжэн-5" стала пилотируемой РН, хотя даже если это станет возможным,
грузоподъемность пилотируемого варианта РН будет в районе 22 тонн (из-за САС).  

Обычно САС отстреливается вскоре после отделения 1-й ступени. Для того, чтобы потерять 3 тонны из-за наличия САС, ее масса должна составлять тонн 15! Это маловероятно. Если САС имеет массу 5 тонн, то потери в массе ПГ будут  в пределах тонны.

[ronatu]

Long March 5 Debut Slips To 2014

Mar 6, 2008
By Bradley Perrett/Aerospace Daily & Defense Report
 
The introduction of China's new-generation Long March 5 rocket has slipped again, with an industry official saying it is now expected to go into use in 2014.

As recently as October the oxygen-hydrogen launcher, which is in the class of the Delta IV and much larger than the current Long March series, was expected to go into service in 2013.

Before that, the Long March 5 was seen as a candidate to launch the second Chinese lunar probe, Chang'e 2, which is now due to be launched "sometime around 2009."

Liang Xiaohong, vice president of China's Academy of Launch Vehicle Technology, revealed the new in-service period in an interview with the official Xinhua news agency.

The Long March 5 will be a family of launchers whose core rocket will have a diameter of 5 meters (16 feet, 5 inches), compared with the 3.35 meters of the current Long March 3. It is to be built at a space industrial base currently under construction at Tianjin and launched from a new facility at Wenchang on Hainan, China's southern island province.

Meanwhile, the unused Long March 3C version of the current generation of Chinese launchers will finally go into service this year, having apparently been shelved after its development was first described about a decade ago.

The Long March 3C is composed of a Long March 3A core rocket with two strap-on boosters. Subsystems are the same as the Long March 3B, which has four strap-on boosters, China said in 1998, when the launch capacity was given as 3.7 metric tons to geostationary orbit.

The rocket that will be launched next month has been in storage since 1998, following the cancellation of its mission to put an Argentine satellite into orbit, the Chinese Academy of Military Sciences told state media. At least one test mission seems to have been done, however, since rocket designer Jiang Jie says Long March 3C has not previously been launched "with a payload."

The launcher was designed for light satellites and wasn't used after the first mission was cancelled because "since then there has been no demand for it," says another official, Sun Jiwen, in remarks also carried by Hong Kong's South China Morning Post newspaper. The Long March 3C will be launched next month from the Xichang base in Sichuan province with an unidentified payload.

The paper quotes Jiang as saying the two strapped-on boosters are likely to generate asymmetric turbulence and that bonding technology for them will be a challenge.

[ronatu]

http://www.sinodefence.com/space/missile/cz5.asp

ChangZheng 5 (CZ-5, or Long March 5 in its translation) is a heavy load space launch vehicle (SLV) currently being developed by the China Academy of Launch Vehicle Technology (CALT). An important part of the PRC's space programme in the 21st century, the CZ-5 will provide a world-class SLV comparable in performance to the European Ariane 5. The first launch of the SLV is expected to take place in 2014.

The PRC government announced in its November 2000 white paper titled "China's Space Activities" that the country would develop "the next generation of launch vehicles with non-toxic, non-polluting, high-performance and low-cost qualities". The launch vehicle is able to deliver up to 25t payload into the Low Earth Orbit (LEO), or up to 14t payload into the Geostationary Transfer Orbit (GTO). It will replace most existing models of the CZ-2/-3/-4 families currently in use, as well as providing new capabilities which are not possessed by the current ChangZheng SLVs.

Although the CZ-5 programme was not officially launched until 2007, research and development of relevant technologies had already started since 2000. The 120t-thrust LOX/Kerosene core engine and the 50t-thrust LOX/LH2 engine, which are the key technologies of the CZ-5, were successfully tested in 2005. The theoretical evaluation was completed by 2006 and the programme definition phase of the programme will finish in 2008. In May 2007, the engineering development of the CZ-5 was officially approved by the PRC government. The production of the first rocket will began in late 2008.

Compared to the UDMH/N2O4 engine used by the current ChangZheng family, the new-generation engines of the CZ-5 have much lower poisoning gas emission as well as better reliability. With its heavy load delivery capability, the launch vehicle will be used to support the PRC's future heavyweight GEO communications satellite, manned spaceflight (space stations), and lunar exploration projects.

Design

The CZ-5 adopts a modular design, with three primary modular core stages of 2.25m, 3.35m and 5.0m diameter. Launchers of various capabilities would be assembled from three modular core stages and strap-on stages.

The 5.0m diameter core stage consists of two 50t thrust YF-77 engines that burn liquid oxygen and liquid hydrogen (LOX/LH2) propellant. It can be used as a standalone launcher, or added with strap-on boosters for higher payload capacity.

The 3.35m diameter core stage consists of two 120t thrust YF-100 engines that burn liquid oxygen and kerosene (LOX/Kerosene) propellant. It can be used as the strap-on booster of a heavy-load launcher, or the core stage of a medium-load launcher.

The 2.25m diameter core stage consists of one 120t thrust YF-100 engine that burns oxygen and kerosene (LOX/Kerosene) propellant. It can be used as the strap-on booster or a standalone small-load launcher.

The first production version of the CZ-5 series will consist of a 5.0m diameter core stage, with four 2.25m or 3.35m diamster strap-on boosters. When being used for GEO missions, the core stage will be added with an upper stage derived from the design of the third-stage of the CZ-3A. The upper stage is powered by a YF-75D rocket engine burning LOX/LH2 propellant.

The six configurations of this version are:

[ronatu]

Specifications
Length: 60.5m (with the upper stage)
Core stage diameter: 5m
Launch weight: 675 tonnes
Fairing diameter: 5.2m
GTO Payload: (Basic variant) 10,000kg; (Type B) 14,000kg



The most powerful CZ-5 version, identified as "CZ-5-504" and equipped with four 3.35 meter modules strapped onto a 5 meter core stage, would liftoff on more than 1,080 tonnes of thrust produced by a total of ten engines, suggesting a possible gross liftoff weight exceeding 800 tonnes.  This CZ-5 version, if built as originally planned, would be the world's most capable launch vehicle in the post-shuttle era, able to boost more payload mass to orbit than any other launch vehicle.  Russia's new Angara 5 would not match it in any category.  NASA's Ares I would weigh more, and both Ares I and Ariane 5 ECA would produce more liftoff thrust, but neither would out-haul China's new heavy lifter.

[ronatu]

China delays Long March 5 rocket
New launch vehicle hoped to compete with Europe, Russia and the US

Written by Simon Burns in Taipei
vnunet.com, 04 Mar 2008

China has delayed the introduction of a new rocket intended to bring its space launch capacity up to international standards.

The Long March 5 carrier rocket will not come into use until 2014, an official announced on Sunday.

The start date is at least two years later than that given in earlier announcements, but no explanation has been given for the delay.

Long March 5 will carry satellites and manned space vehicles weighing 25 tonnes into low Earth orbit, more than twice the 9.2 tonnes of China's existing rockets.

[ronatu]

А вот так ее собирают - и так она летает...