Выбрать дату в календареВыбрать дату в календаре

Страницы: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 ... 1804 След.
Союз-5
 
[QUOTE]Bell написал:
С7 нужна совсем другая вторая ступень (сама довыводящая на ГПО) и совсем не нужны условные 21 т на ЛЕО (им зенитовской ПН за глаза).
[/QUOTE]

Недавно были намёки, что "С7 нужна более лёгкая 2-я ступень". Можно предположить, что речь идёт об оптимизированной ступени с одним РД-0124МС. При старте с МС на ГПО можно выводить в одно включение ДУ 2-й ступени примерно 5,5 т.
Союз-5
 
[QUOTE]ZOOR написал:

2. Авторы честно описали допущения Я не увидел ограничений на угол атаки  и РП ГО Что даёт погрешность пяток процентов А так - нормальные расчеты
[/QUOTE]
Программные углы атаки для РН такой размерности и тяговооружённости первой ступени измеряются десятыми долями градуса и как правило заметно ниже фактических углов атаки с учётом ветра. Поэтому накладывать на них ограничения при проектировочных расчётах смысла особого нет.
Изменено: Дмитрий В. - 22.01.2020 21:40:51
Национальный космодром на Дальнем Востоке
 
[QUOTE]Старый написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/13693/]fagot[/URL] написал:
Что, ноги чешутся, а пнуть некого?[/QUOTE] Хочу услышать что всё накрылось медным тазом. [/QUOTE]

"Недоброжелатель".
И опять про Ангару (вторая часть)
 
[QUOTE]Алексей написал:
Я немного запутался с вариантами Ангары.
1) А5 - в серийном производстве в Омске и Москве на текущих мощностях, запуск с полезной нагрузкой в 2020
2) А5П - пилотируемая версия на базе А5 (М?), запуск в 2025(?) на базе нового производства которое откроется в 2023(?) Непонятно что за корабль планируется - Орел и/или Союз/Прогресс?
3) А5М - версия для военных с изначально запланированной грузоподъемностью из Плесецка - 2025 ( [URL=https://ria.ru/20191023/1560092238.html]https://ria.ru/20191023/1560092238.html[/URL] )
4) А5В - версия с водородной третьей ступенью на базе А5М - Восточный, 2028

Прошу прощения, информации много, сложно отфильтровать[/QUOTE]

1) А5 - исходный вариант - для пусков из Плесецка
2)А5М - модернизированный вариант для пусков с Восточного
3) А5П - "пилотируемый" вариант А5М для пусков с Восточного
4)А5В - пакет А5М, оснащённый 3-й водородной ступенью - с Восточного
Союз-5
 
[QUOTE]Чебурашка написал:
Какая перегрузка в конце рабочей ступени даже при 140 тс.
Десяточка жы?[/QUOTE]

4.5
Союз-5
 
[QUOTE]testest написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/13420/]Старый[/URL] написал:
Вообще я исхожу из пессимистических ожиданий. В реальности всё окажется хуже чем в обещаниях. Не так, конечно, сильно как у хруников, но заметно. Никаких несуществующих двигателей с несуществующим УИ не будет. И вообще рабочую лошадь нельзя делать на предельных решениях с предельными параметрами.Поэтому никаких 18-20 тонн я вообще не ожидаю. При рассматриваемой оптимальной конструкции будет очень хорошо если окажется 16-17 тонн. При нынешней вряд ли будет даже 15. [/QUOTE] Это оптимистичные ожидания. В реалистичных - проект забуксует в бумажной фазе на много лет до окончательной отмены.[/QUOTE]

Да нет никакого проекта - есть доклад специалистов РККЭ на Королёвских чтениях.
Союз-5
 
[QUOTE]Старый написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/14860/]Salo[/URL] написал:
Конечно высотный РД-191В будет проще. Длину можно несколько сократить, сузив критику. Это одновременно с падением тяги позволит увеличить геометрическую степень расширения сопла и УИ.[/QUOTE] Сузить критику нельзя. Тяга уменьшится. Большая габаритная длина тоже нежелательна. [/QUOTE]

У РД-191В тяга больше 200 тс, а надо - даже по оптимистичному теоретическому расчёту РККЭ - всего 140.
Союз-5
 
Если оценить весовые параметры второй ступени более пессимистично, то картинка будет другой (зависимость Мпг от тяги второй ступени):
Союз-5
 
[QUOTE]Старый написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/14022/]Дмитрий В.[/URL] написал:
Я считал по-другому: 7200 (конечная масса блока 2 с. Союз-5) + 0,04*60000 (прирост конечной массы из-за роста РЗТ)+0,02*80000 (прирост конечной массы из-за увеличени\я тяги) = 11200 кг (конечная масса блока 2-й ступени гипотетической ракеты РККЭ).[/QUOTE] А отказ от торового бака ты учитывал? [/QUOTE]

7200 - это для цилиндрических баков с совмещёнными днищами (у исходного Сункара 6500 была масса конструкции).
Союз-5
 
[QUOTE]Старый написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/14022/]Дмитрий В.[/URL] написал:
У РД-024МС пустотный УИ 363 с.[/QUOTE] Обещать не значит жениться. [/QUOTE]

У РД-0124 359 с. 4 единицы добавляются из-за более высокой степени расширения. В чём проблема?
Союз-5
 
[QUOTE]Старый написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/14860/]Salo[/URL] написал:
Чтобы было 145 тс и 360 с. В варианте с РД0110Р тяга 122 тс и УИ 341 с .[/QUOTE] А нельзя как-нибудь обойтись 110-ю тоннами? :oops:
360 секунд это чтото скорее фантастическое. :(  [/QUOTE] У РД-0124МС пустотный УИ 363 с.
Изменено: Дмитрий В. - 21.01.2020 21:46:36
Союз-5
 
[QUOTE]Salo написал:
Поих данным сухая масса второй ступени 120*0,04+140*0,02 = 7,6 т. У Союза-5 она 6,5 т при РЗТ 60 т.[/QUOTE]

Я считал по-другому: 7200 (конечная масса блока 2 с. Союз-5) + 0,04*60000 (прирост конечной массы из-за роста РЗТ)+0,02*80000 (прирост конечной массы из-за увеличени\я тяги) = 11200 кг (конечная масса блока 2-й ступени гипотетической ракеты РККЭ).
Союз-5
 
[QUOTE]Старый написал:
В результате учета всех ограничений соотношение запасов топлива первой и второй ступеней стало неоптимальным.[/QUOTE]Так оно и в примере РККЭ осталось неоптимальным. Если бы оно при той же стартовой массе (около 600 тс) было оптимальным, ПГ была бы выше ещё процентов на 10.
Союз-5
 
[QUOTE]Salo написал:
А если взять два РД0124М плюс нефорсированный РД-120 с выдвижным насадком.[/QUOTE]

Я так думаю, что авторы доклада банально взяли удельные параметры РД-0124МС и просто определили некое расчётное значение тяги. Но, как представляется, они выбрали достаточно грубую модель конечной массы. Скажем, для оптимальных расчётных параметров (тяга 140 тс и РЗТ 125 т) конструктивная характеристика второй ступени будет 12+, т.е. на 20% выше, чем у Союз-5. Во что верится как-то с трудом. На самом деле ряд элементов конструкции (сухие отсеки, БКС, элементы системы управления и т.д.) будут "тяжелеть" пропорционально стартовой массе блока 2-й ступени, и прирост конструктивного совершенства по мере увеличения Мрзт будет ниже, чем в принятой модели.
"Циклон" переезжает в Канаду
 
С РКП Украины может произойти то, что уже произошло с большим авиапромом (малый там неплохо развивается): https://news.rambler.ru/world/43522923-smi-ukrainskoe-aviastroenie-okazalos-v-lovushke-iz-za-sanktsiy/?rcmclid=87c59e984da41d24?utm_source=news_media&utm_medium=main_now&utm_campaign=self_­promo&utm_content=news_media&utm_term=pos_4
Союз-5
 
[QUOTE]Salo написал:
[URL=http://korolevspace.ru/sites/default/files/uploads/Abstracts_K44_V1_site.pdf]http://korolevspace.ru/sites/default/files/uploads/Abstracts_K44_V1_site.pdf[/URL]
[QUOTE]ПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГОМАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК РН «СОЮЗ-5» ЗА СЧЕТ ОПТИМИЗАЦИИ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВТОРОЙ СТУПЕНИ
А.Д. Бычков  abychkov@ro.ru
Д.А. Поповdanii-popov@yandex.ru
В.М. Филин  vyacheslav.filin@rsce.ru

Ракетно-космическая корпорация «Энергия»В работе рассматривается возможность увеличения массы полезного груза (ПГ), выводимого ракетой-носителем (РН) «Союз-5» путем оптимизации проектных параметров второй ступени. Решается пространственная задача баллистики выведения в центральном поле притяжения с учетом гравитационных возмущений и аэродинамических сил. Путем изменения массы рабочего запаса топлива и тяги второй ступени (с учетом соответствующего изменения массы конструкции) найден максимум выводимого полезного груза.

Объектом исследования является перспективная РН среднего класса «Союз-5» [1].
При проектировании РН «Союз-5» АО «РКЦ «Прогресс» были заданы следующие требования:
– выводимая масса ПГ — 18 т;
– транспортировка железнодорожным транспортом;
– двигатели на базе РД-170;
– использование наземной инфраструктуры комплекса «Зенит» [2];
– ограничение на максимальную массу заправленной РН по максимальной несущей способности стартового стола;
– использование первой ступени РН «Союз-5» для создания ракеты-носителя сверхтяжелого класса.
Проектный облик первой ступени РН «Союз-5» практически полностью определился заданными требованиями.
В эскизном проекте РН «Союз-5» на второй ступени определено применение связки из двух двухкамерных двигателей РД-0124МС на базе задела по двигателю РД-0124 с камерой сгорания новой разработки. Это позволяет сократить сроки создания двигателя, однако тяга данного двигателя не позволяет увеличивать массу топлива ступени.
В результате учета всех ограничений соотношение запасов топлива первой и второй ступеней стало неоптимальным. Фактическое соотношение характеристических скоростей ступеней РН «Союз-5» существенно ограничивает ее грузоподъемность. Поэтому поиск оптимальных проектных характеристик (массы топлива и тяги) второй ступени является актуальной научно-практической задачей, результатом решения которой станет повышение массы выводимого ПГ.
Для решения этой задачи необходимо определить зависимость массы ПГ от массы топлива и тяги второй ступени РН. Необходимо провести моделирование полета ракеты-носителя, решить пространственную задачу баллистики выведения с учетом основных возмущающих факторов [3] для некоторого дискретного множества соче-таний массы топлива и тяги второй ступени РН. Также необходимо учитывать ограничения по максимальной продольной перегрузке, максимальному скоростному напору и районам падения отделившихся частей (РПОЧ).
Для сравнения вариантов принято, что ПГ выводится на квазикруговую орбиту высотой 200 км, наклонением 51,7° с кос-модрома Байконур, и учитываются заданные для РН «Союз-5» ограничения на параметры траектории движения и районы падения первой ступени.
При определении массы ПГ принято, что на каждую 1 т массы топлива второй ступени приходится 40 кг массы конструкции, а на каждую 1 тс тяги — 20 кг массы конструкции двигателя.Основными варьируемыми параметрами являются:
– максимальный угол атаки: на этапе полета первой ступени;
– максимальный угол тангажа: на этапе полета второй ступени;
– скорость разворота по тангажу: на этапе полета второй ступени.
Чтобы обеспечить требуемые параметры орбиты, решается краевая задача с двумя входными параметрами — коэффициенты линейно-временной программы тангажа второй ступени РН, и двумя выходными параметрами — высота перигея и высота апогея.
Зависимость массы ПГ от массы топлива и тяги второй ступени РН для всего множества сочетаний массы и тяги строится без учета районов падения. Максимальный угол атаки во время работы первой ступени используется как свободный параметр для оптимизации траектории выведения по массе ПГ. После этого из множества со-четаний массы и тяги выбирается то, которое соответствует максимальной массе ПГ. Для этого сочетания выполняется прицеливание первой ступени в ближайший район падения. Краевая задача становится трехпараметрической: входные параметры есть все основные варьируемые параметры, а выходные — высоты апогея и перигея, а так-же дальность РПОЧ от места старта РН
.В процессе поиска оптимального сочетания тяги и массы рабочего запаса топли-ва второй ступени для случая, не учитывающего РПОЧ, найден максимум массы ПГ: при увеличении массы заправки на 60 т и тяги на 80 тс масса выводимого полезного груза равна 20,1 т (масса ПГ РН «Союз-5» на данной орбите — 18,2 т [1]).
Для этого сочетания массы и тяги, координаты точки падения первой ступени, без прицеливания в конкретный район, оказались очень близки к одному из существую-щих районов падения. Поэтому при использовании существующего района падения масса ПГ уменьшилась незначительно.
Исследование показало, что, используя задел по первой ступени РН «Союз-5», может быть создана ракета-носитель с лучшими на 10 % энергомассовыми характе-ристиками, при выполнении ограничений на параметры траектории движения, за-данные для РН «Союз-5» и использовании существующих районов падения первой ступени. Условиями создания такой РН является разработка маршево-управляющего двигателя второй ступени тягой 140 тс и модернизация пускового стола в части увели-чения его несущей способности. Результаты проведенного исследования могут быть использованы в качестве исходных данных для ее разработки.[/QUOTE] [/QUOTE]

Уффф... Это всего лишь доклад на Королёвских, а не предложение по доработке.
У меня получилось 20135 кг с Восточного. Но при условии, что УИ второй ступени в районе 360 с. Т.е., нужен новый ЖРД.
Союз-5
 
[QUOTE]Старый написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/14319/]sychbird[/URL] написал:
 Ну вроде у Энергомаша был для корейцев прототип РД  191 на 150 т. Правда не высотный.   [/QUOTE] Ставить на вторую ступень клоны РД-191 это ко мне. Мой копирайт ставь.
[/QUOTE]

Хренушки! Энергия тебя опередила. :D
Союз-5
 
[QUOTE]Большой написал:
Освежим в памяти. Была такая Энергия-5К с РД-191В на 3-й ступени. Мрзт 3 ст.=152 т.
[/QUOTE]

Да, и Энергия-1К была с РД-191 на 2-й ступени с Мпг=15 т.
Союз-5
 
[QUOTE]Большой написал:
Двигатель должен иметь тягу на 80 т больше чем у РД0124МС. Т.е. 140 тс. Где такой взять? НК-43? Он в пустоте 179 тс. Дефорсировать?[/QUOTE]

На самом деле варианты есть: немного дефорсированный РД-191В, немного форсированный РД-120+РД-0110Р (как предлагает Старый).
Союз-5
 
[QUOTE]ZOOR написал:
[QUOTE][URL=/forum/user/14022/]Дмитрий В.[/URL] написал:
Если они увеличат только вторую ступень и аж на 60 т, то это будет довольно далеко от оптимума.[/QUOTE] Я же ссылку дал. С указанием страницы.
Только вторая ступень модернизируеется.[/QUOTE]

Попробую смоделировать. Посмотрим, как это будет летать.
Страницы: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 ... 1804 След.
Журнал Новости Форум Фото Статьи Книги