A A A A Автор Тема: Проект "Виктория-К" (Прочитано 8908 раз)

JetRanger · « **Ответ #20 :** 21.09.2006 [11:24:23] »

Цитата: anovikov от 21.09.2006 [08:45:52]

Потому что у нас денег очень-очень много, но внутри страны они - пустые бумажки, потому что нет соответствующего им товара. Товар можно купить за границей, конечно (путем того чтобы перестать занижать курс рубля рублевыми интервенциями на бирже), но тогда станет только хуже - загнется все свое производство, один импорт в обмен на нефть и останется. В то же время, за границей эти деньги вполне реальны, на них можно что-то купить.

Я с Вами полностью согласен в том, что финансовых проблем с обеспечением подобных проектов у России сейчас нет, но зачем придумывать такие схемы с обменом рублей на тенге?
Ведь прямые вложения в такой проект БУДУТ иметь материальное обеспечение в виде разработки и монтажа различных узлов, агрегатов, сборки носителя и КА. Зарплаты работникам в данном случае превращаются в услуги. К тому же работой будут загружены все заводы - поставщики элементов (в Казахстане всего не произведешь). Так что инвестиции в этот проект вполне обеспечены материально. И хотя конечно краткосрочной инфляции не избежать, по моему это не главное, требуется чисто политическое решение, как в случае других проектов в России (Богучанская ГЭС, Сахалин-2 и т.д.). И пока не будет конкретных целей под этот проект - он никогда не будет реализован, даже если бы в России была дефляция....

zenixt · « **Ответ #21 :** 21.09.2006 [17:18:49] »

Цитата: anovikov от 20.09.2006 [15:04:32]

"Энергии" нет. Производства и инфраструктура для нее уничтожены.
И она слишком нетехнологичная в производстве, транспортировке и обслуживании.

Ну и кроме того, действительно нет ни под нее, ни под "викторию" нагрузок.

Думаю, дело не в отсутствии полезой нагрузки. "Энергия" настолько превзошла достижения американцев в ракетной технике, что кое-кто побоялся, что у нас испортятся отношения. Подождем, пока они создадут нечто превосходящее, а пока России нужно создавать "Ангару". Во-первых, такой класс РН необходим, во вторых такого класса нет, а в третьих по стоимости он вполне по силам нынешней России и ничьих амбиций не задевает.

anovikov · « **Ответ #22 :** 21.09.2006 [17:43:11] »

Энергия не превзошла достижения американцев - она была по всем техническим и эксплуатационным параметрам хуже "Сатурн-5". Хуже и гораздо сложнее и навороченнее.

Соотношение полезной нагрузки со стартовым весом в сочетании с характеристиками двигателей - тому яркий пример. Сатурн на тонну пускового веса выводил практически столько же полезной нагрузки, имея куда более примитивные, если не сказать топорные двигатели (они специально создавались такими - дабы не было никакого технического риска, ведь Кеннеди обещал до 1970 года и ни днем позже). Это при том что Сатурн не был оптимизирован для низкой орбиты, а затачивался на отлетную траекторию. Если сравнивать по нагрузке на отлетной траектории - Сатурн был намного лучше.

Это при том что Энергия создавалась на 20 лет позже, и на ее создание угроблено гораздо больше времени и ресурсов - один двигатель РД-170 отрабатывался 9 лет!

Борислав · « **Ответ #23 :** 21.09.2006 [17:54:08] »

А РН Зенит которая как я понимаю боковой разгоник Энергии тоже хуже? Ведь ракету интенсивно используют международные организации до сих пор.

alfardus · « **Ответ #24 :** 21.09.2006 [20:08:31] »

Цитата: anovikov от 20.09.2006 [17:47:14]

Почему? Казахстан - развитая, богатая страна, куда лучше России. Возможности потратить деньги там дофига.

"Рзвитая", пока там хозяйничают американские нефтяные компании. Те же нефтедоллары что и у нас, только плюс отсутствие развитой промышленности.

anovikov · « **Ответ #25 :** 21.09.2006 [20:32:30] »

У "Зенита" от бокового разгонника "Энергии" по сути только двигатель. Ее блок первой ступени только сходен с боковухой "Энергии" размерами, но не конструкцией - и неудивительно, ведь профиль нагрузок и точки их приложения у них совершенно разные.

На настоящий момент "Зенит" - неплохой носитель. У него плохой разгонный блок - это другое дело, но к "Энергии" это уже не имеет никакого отношения.

Но стал неплохим он через 10 лет создания и фактически, 20 лет отладки. Еще 6-8 лет назад "Зенит" однозначно был плохой ракетой - с надежностью около 75%, помните как она посеяла спутники "Глобалстар"?

Это - плата за чрезмерную техническую навороченность. Если готовы отлаживать каждое изделие по 30 лет - пожалуйста. Только ни один рынок и заказчик не ждет столько. Вот СССР например не дождался - развалился раньше, чем ее успели привести в пригодное к реальной эскплуатации состояние.

Маска · « **Ответ #26 :** 21.09.2006 [21:09:33] »

Цитата: anovikov от 21.09.2006 [17:43:11]

Энергия не превзошла достижения американцев - она была по всем техническим и эксплуатационным параметрам хуже "Сатурн-5". Хуже и гораздо сложнее и навороченнее.

Соотношение полезной нагрузки со стартовым весом в сочетании с характеристиками двигателей - тому яркий пример. Сатурн на тонну пускового веса выводил практически столько же полезной нагрузки, имея куда более примитивные, если не сказать топорные двигатели (они специально создавались такими - дабы не было никакого технического риска, ведь Кеннеди обещал до 1970 года и ни днем позже). Это при том что Сатурн не был оптимизирован для низкой орбиты, а затачивался на отлетную траекторию. Если сравнивать по нагрузке на отлетной траектории - Сатурн был намного лучше.

Это при том что Энергия создавалась на 20 лет позже, и на ее создание угроблено гораздо больше времени и ресурсов - один двигатель РД-170 отрабатывался 9 лет!

Не все так однозначно.
1.На Энергии боковое расположение ПН,что соответсвенно потребовало усиления силовых элементов конструкции.Увеличились и аэродинамические потери.
2.Предусматривалось спасение первой ступени.
3.Энергия рассчитана на выход из 500 нештатных ситуаций, включая отказ одного блока А,для этого расчетного случая потребовалось усиление конструкции блока Ц.В связи с этим на Энергии реализован намного больший уровень резервирования систем - вплоть до двигателей.
4.На второй ступени "Энергии" - четыре двигателя, из которых один - практически резервный.После отказа любого из двигателей, 11к25 сохраняла устойчивость и управляемость.
5.Конструкция Энергии была рассчитана на обеспечение устойчивости к ряду спецвоздействий.
6.11д520 был снабжен комплексом автоматики аварийной защиты, с весьма большим быстродействием ,в том числе и системой пожаро-взрывопредупреждения на блоке Ц.
7.Элементы блока Ц транспортировались по воздуху и в их расчете на прочность были учтены расчетные случаи жесткой посадки с поперечной перегрузкой не менее 2.
8.Выведение с Канаверала обеспечивает дополнительную добавку к скорости около 120 м/с из-за меньшей широты старта,по сравнению с Байконуром.

anovikov · « **Ответ #27 :** 22.09.2006 [11:28:42] »

Замечу что в "Сатурне" тоже была обеспечена возможность продолжения полета после отказа любого из двигателей (разумеется кроме двигателя третьей ступени, который один, но для "Энергии" РБ вообще не был создан никогда).
В тандемной схеме, когда все двигатели кормятся из одного бака, такая возможность обеспечивается без дополнительных затрат - критическим временем для полета "Сатурна", когда отказ одного из двигателей означал невозможность выполнениия миссии, были первые ~30 секунд. "Энергия", поскольку топливо в отказавшей боковухе превращалось в инертную массу, имела куда этот критический отрезок куда больше.
Я согласен что боковое расположение нагрузки вызывало необходимость переупрочнения по сравнению с традиционной тандемной схемой. А кто заставлял размещать нагрузку таким образом?

Давайте посчитаем вместе. Вес запаса керосина во всех четырех блоках А - 1280000 кг. В первой ступени "Сатурна" (которая выглядит вполне пропорционально, не длинная не короткая) - 2150999 кг. Диаметр ее при этом 10.06 метров. Значит, если считать размеры ступени пропорциональными кубическому корню веса топлива, такой же по конструкции, но меньший блок первой ступени для "Энергии" мог иметь диаметр 8.46 метра. А центральный блок "Энергии" имеет диаметр 7.75 метра, разница всего 71 см - если удавалось транспортировать по воздуху центральный блок, удалось бы и такую первую ступень. Более того, если сделать ракету тандемной без изменения веса полезной нагрузки - то вероятнее всего разницу вообще удалось бы свести к нулю.

Повторять баллистический расчет полностью - долго, давайте остановимся на упрощенном, тем более что по тяговооруженности ракеты будут сравнимы. "Зенит" имеет при выводе нагрузки на низкую орбиту запас характеристической скорости 9300 м/с (если не учитывать падение удельного импульса первой ступени в атмосфере, но т.к. двигатель у обоих ракет - "Зенита" и виртуальной тандемной "Энергии" - один и тот же, разница тоже будет одинаковой, так что можно не учитывать).
Полный вес центрального блока "Энергии" 905000, сухой 85000. Нагрузка 98000 кг. Удельный импульс 455 сек. Запас х/с 7586 м/с. Остается 1714 м/с, что означает при массовом совершенстве ступени около 10 и удельном импульсе РД-170 вес первой ступени меньше, чем у второй!!! Ясно, что имеет место большая переразмеренность второй ступени, резерв по весу - огромный.

Ясно, что решение использовать пакетную схему было вызвано стремлением иметь сверхуниверсальный носитель. Другого варианта для этого не было. Но лучшее как всегда оказалось врагом хорошего - и такой носитель оказался плох для выполнения всех задач, на которые нацеливался - неоптимальным по весам (хотя бы огромный сухой вес центрального блока, близкий к весу полезной нагрузки, что вызывало предельно неоптимальное использование его импульса, особенно в сочетании с потерями из-за пакета) для доставки грузов в модификации "Буран-Т" и слишком дорогим (ввиду одноразовых двигателей первой ступени) - в модификации для челнока.

Если делать челнок - сделовало делать маленький челнок типа "Спирали". Все равно больших нагрузок челноки никогда не выводили, а если и выводили - типа Хаббла - то выполняли явно непрофильную работу, Хаббл можно было запустить Титаном, а обслуживать потом маленькими челноками. Возвращение нагрузки с орбиты никогда в реале и не понадобилось.

Если делать сверхтяжелую ракету - взять Н-1 и поставить на нее нормальные двигатели (большие одноконтурные максимально примитивной конструкции, типа F-1, которые можно было склепать по-быстрому). И водородную третью ступень, чтобы скомпенсировать потери из-за этого. Все равно с водородом пришлось разбираться для "Энергии", а тут размерность водородной ступени была намного меньше. А без четвертой ступени тогда вообще удалось бы обойтись.

zenixt · « **Ответ #28 :** 23.09.2006 [09:49:19] »

Цитата: anovikov от 21.09.2006 [17:43:11]

Энергия не превзошла достижения американцев - она была по всем техническим и эксплуатационным параметрам хуже "Сатурн-5". Хуже и гораздо сложнее и навороченнее.

Соотношение полезной нагрузки со стартовым весом в сочетании с характеристиками двигателей - тому яркий пример.

"Сатурн-5" стартовой массой 3500 тонн выводил на орбиту 137 тонн - 3,9%
здесь
и здесь
Стартовая масса "Энергии" 2378 тонн и выводила она на орбиту 105 тонн - 4,4%
здесь
Этим все сказано!!! Многофункциональность и прочие достоинства уже перечислены.
Двадцать лет для отладки космической системы, увы, нормально. Союз начал летать в 69 году а залетал нормально только к концу 80-х. Шаттл эксплуатируется с 82 года, а летать начинает хорошо только сейчас свыше 20 лет спустя.

anovikov · « **Ответ #29 :** 23.09.2006 [10:08:48] »

Сатурн оптимизирован под отлетную траекторию, а не под низкую орбиту... Сравни нагрузки на отлетной траектории и соотношение получится противоположным.

zenixt · « **Ответ #30 :** 23.09.2006 [10:34:16] »

Цитата: anovikov от 23.09.2006 [10:08:48]

Сатурн оптимизирован под отлетную траекторию, а не под низкую орбиту... Сравни нагрузки на отлетной траектории и соотношение получится противоположным.

Аполлон-11:

Цитировать

Начальные параметры орбиты:
- наклонение орбиты (градус)    32.5
- период обращения (минут)    88.2
- перигей (км)    183
- апогей (км)    186
Количество витков вокруг Земли    1.5

http://space.kursknet.ru/cosmos/russian/machines/ap11.sht
До сих пор все космические корабли выводятся носителем на низкую орбиту, а уж с нее отправляются к планетам. Давно уже пора знать.

anovikov · « **Ответ #31 :** 23.09.2006 [10:54:32] »

Ты меня не понимаешь.
Параметры ступеней выбираются такими, чтобы максимизировать нагрузку на отлетной траектории, в случае Сатурна-5. А не на низкой орбите.
Поэтому нагрузка на низкой орбите, если запускать туда, получается меньше.
То что промежуточной орбитой (когда баки последней ступени выработаны только где-то на треть) является низкая околоземная - никак на этот факт не влияет.

Samvlamix · « **Ответ #32 :** 23.09.2006 [13:54:26] »

О преимуществах и не достатка того или иного ракетоносителе можно спорить очень долго, но давайте вернемся к проекту сверхтяжелого носителя 'Виктория-К'.
Где в данном контексте затрагиваются вопросы:
Какова общая стоимость проекта?
Откуда можно взять необходимые средства?
И с какого космодрома планируется эксплуатирование данного РН?

Цитата: AAV от 13.05.2006 [22:40:37]

В проекте используются только двигатели, серийно выпускаемые отечественной промышленностью и работающие на топливе, имеющемся на наших космодромах. Изготовление ракеты предполагается на существующих заводах, испытания - на имеющихся стендах, транспортировка - на существующих видах транспорта и т.д.

Да такие начальные условия позволят сэкономить много средств и времени. Но, проведя более глубокое технико-экономическое обоснование проекта, выявляется рад существенных недостатков.
А конкретнее, на долгосрочную перспективу эксплуатация ракетоносителей данного класса становиться не рентабельной.
В свези с этим все другие вопросы, связанные с источниками финансирования и методами эксплуатации отпадают.

zenixt · « **Ответ #33 :** 23.09.2006 [16:53:19] »

Цитата: anovikov от 23.09.2006 [10:54:32]

Ты меня не понимаешь.
Параметры ступеней выбираются такими, чтобы максимизировать нагрузку на отлетной траектории, в случае Сатурна-5. А не на низкой орбите.
Поэтому нагрузка на низкой орбите, если запускать туда, получается меньше.
То что промежуточной орбитой (когда баки последней ступени выработаны только где-то на треть) является низкая околоземная - никак на этот факт не влияет.

Цитировать

Отделение ступени S-II происходит на высоте H=186 км при скорости V=7 км/сек на дальности 1650 км; продолжая полет по баллистической траектории, ступень S-II через 11 мин после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии 4250 км от места старта.

Цитировать

Сравнительные размеры советской МКС "Энергия-Буран" (справа) и американской МКС "Space Shuttle"Центральный блок - вторая ступень отделяется на 480 секунде после набора суборбитальной скорости на высоте 115 км и падает в заданном районе акватории (в антиподной старту точке) Тихого океана. Такая схема выведения исключает засорение околоземного пространства отработанными крупногабаритными фрагментами ракет-носителей и снижает потребные энергозатраты выведения.

Где вы узрели разницу?
И в первом и во втором случае вывод а опорную орбиту осуществляется ресурсами КК. Причем у Бурана орбита гораздо выше 250-260 км. Если Сатурн выводил груз на такую же высокую орбиту то соотношение стартовой массы к грузу было бы еще хуже - 3%.

Цитата: Samvlamix

О преимуществах и не достатка того или иного ракетоносителе можно спорить очень долго, но давайте вернемся к проекту сверхтяжелого носителя 'Виктория-К'
...
В свези с этим все другие вопросы, связанные с источниками финансирования и методами эксплуатации отпадают.

Не отпадают. Есть настоятельная необходимость пермолоть космический бюджет впустую.

Алексей Шевченко · « **Ответ #34 :** 23.09.2006 [17:10:50] »

Цитата: zenix от 23.09.2006 [09:49:19]

Цитата: anovikov от 21.09.2006 [17:43:11]
Энергия не превзошла достижения американцев - она была по всем техническим и эксплуатационным параметрам хуже "Сатурн-5". Хуже и гораздо сложнее и навороченнее.

Соотношение полезной нагрузки со стартовым весом в сочетании с характеристиками двигателей - тому яркий пример.
"Сатурн-5" стартовой массой 3500 тонн выводил на орбиту 137 тонн - 3,9%
здесь
и здесь
Стартовая масса "Энергии" 2378 тонн и выводила она на орбиту 105 тонн - 4,4%
здесь
Этим все сказано!!! Многофункциональность и прочие достоинства уже перечислены.
Двадцать лет для отладки космической системы, увы, нормально. Союз начал летать в 69 году а залетал нормально только к концу 80-х. Шаттл эксплуатируется с 82 года, а летать начинает хорошо только сейчас свыше 20 лет спустя.

Вообще-то, "Сатурн-5" имел стартовую массу 2950 тонн и выводил 139 тонн полезной нагрузки на опорную орбиту(высотой 186 км). Так что 4.7% полезной нагрузки, а не 3.9%

Владимир Николаевич · « **Ответ #35 :** 23.09.2006 [17:18:50] »

Так 200 или 250???

zenixt · « **Ответ #36 :** 24.09.2006 [08:17:42] »

Цитата: alles от 23.09.2006 [17:10:50]

Вообще-то, "Сатурн-5" имел стартовую массу 2950 тонн и выводил 139 тонн полезной нагрузки на опорную орбиту(высотой 186 км). Так что 4.7% полезной нагрузки, а не 3.9%

Да, кто-то лоханулся, перпутав тягу 3500тс и массу "Сатурна-5", и я вместе с ним. Вот, нашел для "Аполлона-12"

Цитировать

Этапы полета   Изменение веса     Вес аппарата
В момент зажигания ЖРД         2 944 017
В момент выхода на орбиту ожидания       136201,1

здесь
Соотношение - 4,63%. О высоте опорной орбиты ничего не сказано.
Что касается "Виктория-К", я не возражал бы против ее создания, если бы было доказано, что она превзойдет "Энергию", чтобы не растерять иженерно-конструкторский потенциал. Но затраты должны быть во много раз меньше, чем на "Ангару". Не знаю, насколько это целесообразно. Может целесообразнее подключить Государственный ракетный центр 'КБ им. академика В.П.Макеева' к созданию "Ангары"?

Samvlamix · « **Ответ #37 :** 24.09.2006 [11:47:09] »

Цитата: zenix от 24.09.2006 [08:17:42]

Что касается "Виктория-К", я не возражал бы против ее создания, если бы было доказано, что она превзойдет "Энергию", чтобы не растерять иженерно-конструкторский потенциал. Но затраты должны быть во много раз меньше, чем на "Ангару". Не знаю, насколько это целесообразно. Может целесообразнее подключить Государственный ракетный центр 'КБ им. академика В.П.Макеева' к созданию "Ангары"?

И не, надейтесь в ближайшие 10 лет проект сверхтяжелого носителя 'Виктория-К' не будет построен.
Дело в том, что вести разработке в области создания сверхтяжелого РН 'Виктория-К',
Государственный ракетный центр 'КБ им. академика В.П.Макеева' должен привлечь в достаточном объеме внебюджетные финансовые средства.
Что касается класса РН "Ангара", то Центре им. М.В.Хруничева уже изыскал внебюджетные средства для создания всего семейства "Ангара", и кто муже проект "Ангара" уже получил государственную поддержку, и это не случайно т.к. этот класс РН отличается универсальность ракетных модулей, включает в себя носители от легкого до тяжелого классов в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 т до 30 тонн.

zenixt · « **Ответ #38 :** 25.09.2006 [09:18:52] »

Цитата: Samvlamix от 24.09.2006 [11:47:09]

И не, надейтесь в ближайшие 10 лет проект сверхтяжелого носителя 'Виктория-К' не будет построен.
...
Что касается класса РН "Ангара", то Центре им. М.В.Хруничева уже изыскал внебюджетные средства для создания всего семейства "Ангара", и кто муже проект "Ангара" уже получил государственную поддержку, и это не случайно т.к. этот класс РН отличается универсальность ракетных модулей, включает в себя носители от легкого до тяжелого классов в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 т до 30 тонн.

А Государственному ракетному центру 'КБ им. академика В.П.Макеева' вы что, предлагаете сосать лапу? Им ведь тоже нужно чем-то заняться.

Алексей Шевченко · « **Ответ #39 :** 25.09.2006 [15:52:15] »

Ну как всегда в России: денег нема на амбициозные проекты, явно предназначенные для более грандиозных целей, нежели порядком надоевшее топтание в районе околоземной орбиты. Например, для начала будущего освоения человечеством Луны и Марса.

Новости:

A A A A Автор Тема: Проект "Виктория-К" (Прочитано 8908 раз)

Борислав

alfardus