Тред №130712

Цитата: перегрев от 25.07.2009 02:34:00
Конешно, не может, правильно УРМ-1 всего пять, но ЦБ, на моей бумажке (презентационные материалы по космодрому "Восточный"(одних тяжелых ангар шесть штук, на разных компонентах, с разными двигателями, разной ступенчатости)) обозван второй ступенью. Цитирую: первая ступень-тяга у земли-724 тонны, вторая ступень-тяга у земли-181 тонна, третья ступень тяга-30 тонн. Получается, что за время работы ДУ на номинале ракета легчает и в момент перевода на дросселирование ЦБ тяга составит-778 тонн, что чуть больше стартовой массы-773 тонны. Получается правильно ее пинали за низкую тяговоруженность. Видно все таки решение вынужденое-плата за модульность.

Цитата: перегрев от 25.07.2009 02:34:00

 

Не понимаю, чего так прицепились за это дросселирование. Да ещё "вынужденым" решением обзывают.
С моей дилетантской точки зрения вроде всё логично. Тяга у земли РД-191 196 тонн, а в вакууме на 8.5% выше - 212.6 тонн (для удельного импульса примерно такое же соотношение). Так зачем рвать со старта всеми пятью когтями? Вариант "придержать" один движок до оптимальной высоты сам-собой напрашивается. Разве нет? В реальности конечно 8% экономии не выйдет, но хоть 3-4% и то хлеб. Поговаривают что все эти космические дела чуть-ли ни на вес золота. А золото нонче дорогое  :D

зы. К тому же если давить "газ в пол", то к моменту отделения "боковушек" ускорение будет в районе 13-15g, не для всякой полезной нагрузки это может быть полезно. А с дросселированием получается 10-11g - экономия массы.

• +0.00 / 0

Цитата: ffe от 25.07.2009 18:52:27
Не понимаю, чего так прицепились за это дросселирование. Да ещё "вынужденым" решением обзывают.
С моей дилетантской точки зрения вроде всё логично. Тяга у земли РД-191 196 тонн, а в вакууме на 8.5% выше - 212.6 тонн (для удельного импульса примерно такое же соотношение). Так зачем рвать со старта всеми пятью когтями?

Цитата: ffe от 25.07.2009 18:52:27

 

Так он с земли и рвет, а дросселируется когда масса ракеты снизится за счет израсходования топлива. По  идее после отделения первой ступени (боковушек), вторая должна продолжать работать на номинале, тогда можно обойтись двумя ступенями. Только этого невозможно добиться применяя в качестве второй ступени стандартный УРМ-1 (массы топлива не хватит, расходы то одинаковые). Значит для этого нужно иметь оригинальную (отличную от УРМ-1) конструкцию второй ступени. Отсюда и вывод: неоптимальный режим работы двигателя второй ступени-плата за модульность.

Цитата
Вариант "придержать" один движок до оптимальной высоты сам-собой напрашивается. Разве нет? В реальности конечно 8% экономии не выйдет, но хоть 3-4% и то хлеб.

экономия чего?

Цитата
зы. К тому же если давить "газ в пол", то к моменту отделения "боковушек" ускорение будет в районе 13-15g, не для всякой полезной нагрузки это может быть полезно. А с дросселированием получается 10-11g - экономия массы.

А цифры ускорений откуда? И что, эти ускорения (15-10 g),  действуют по оси ракеты вперед,или в направлении обратном оси приложения тяги?

• +0.10 / 3

Цитата: перегрев от 26.07.2009 02:25:44
Так он с земли и рвет, а дросселируется когда масса ракеты снизится за счет израсходования топлива. По  идее после отделения первой ступени (боковушек), вторая должна продолжать работать на номинале, тогда можно обойтись двумя ступенями. Только этого невозможно добиться применяя в качестве второй ступени стандартный УРМ-1 (массы топлива не хватит, расходы то одинаковые). Значит для этого нужно иметь оригинальную (отличную от УРМ-1) конструкцию второй ступени. Отсюда и вывод: неоптимальный режим работы двигателя второй ступени-плата за модульность.

Цитата: перегрев от 26.07.2009 02:25:44

 

У "ариан-5" основная ступень имеет оригинальную конструкцию. И какой от этого выигрыш? Стартовые массы почти одинаковые. Массы ПН выводимых на НОО и ГПО тоже близки.  Притом у европейцев жидкий водород юзается, что должно быть дороже.

Цитата: перегрев от 26.07.2009 02:25:44
экономия чего?

Цитата: перегрев от 26.07.2009 02:25:44

 

Топлива. А если нет никакой разницы (экономии) то зачем все эти пляски с бубнами? Тем более что на всяких околокосмических форумах утверждают, что глубокое дросселирование весьма непростая задача. И достигнуть планируемых 30% от номинала пока так и не удалось, получается 35-40%. А на официальных сайтах (хруничева и пр.) ничего нет. Кроме обтекаемых фраз типа: "Для обеспечения наиболее оптимального профиля полета ракеты РД-191 позволяет изменять тягу в полете в пределах от 100 до 38% от номинального значения"(с). Я так понимаю что под "оптимальным профилем" и подразумевается эффективное использование имеющегося на борту топлива.

Цитата: перегрев от 26.07.2009 02:25:44
А цифры ускорений откуда? И что, эти ускорения (15-10 g),  действуют по оси ракеты вперед,или в направлении обратном оси приложения тяги?

Цитата: перегрев от 26.07.2009 02:25:44

 

Да, с ускорением косяк вышел. Не учёл что к моменту отделения "боковушек" скорость уже будет приличная. Посчитал как для тяги "на месте". Тоесть просто поделил суммарную тягу пяти блоков (5х2000кН) на остаток массы (770т-5х140т). В разных источника масса топлива в УРМ "гуляет", взял по максимуму.

зы. из фантазий на тему "ангары-100".
"Все дело в том, что остаток топлива второй ступени в конце работы первой – должен быть в районе 60-70%. А это значит, что двигатель нужен с как минимум в два раза меньшим расходом (половинка), плюс дросселировать  в сторону уменьшения, плюс делать заливку на 10-20% больше (больше и объем баков)."
http://free-inform.n…angara.htm

• +0.00 / 0