К сожалению добавить пару ускорителей просто так не получится, придётся делать ещё более мощный и дорогой центр. Аналог хотят сделать у нас, типа на базе Союз-5, сделать пятисоюз -5. Но нужно понимать, что тогда центр — это уже не союз-5, а нечто другое. Универсальные ракеты имеют множество недостатков. Вот если бы сразу проектировали Хэви с 4-ям блоками, а из него делали забор, тут ещё можно было бы говорить о возможностях.
Странно, маловато или я не разглядел. Полный вес второй ступени 111 тонн: 107 — топливо, 4 — конструкции. Далее по видео я смотрел сколько времени двигатель работал при первом включении, где — то около 4-5 минут. Зная расход топлива у двигателя (по тяге и удельному импульсу ), где- то грубо 270 кг/c, получается расход в 81 тонну, плюс 30 секунд второе включение ещё минус 8 тонн. Да, в итоге где-то 18 -19 тонн и осталось, вы правы. Вывод, нужна большая вторая ступень и возможно более длительное дросселирование центра с невозможностью возврата :)
Ну в конечном итоге компания сама решает, сохранять блок по пуске или нет в зависимости от полётного задания. Поэтому и приводят максимум. То есть клиент это максимум для Ф9 в любом случае получит, только стоимость будет как для одноразовой РКН. Если им надо будет запустить меньшую нагрузку, они могут сохранить ступень и сделать скидку на пуск, который вроде как даже без скидки у них получается дешевле чем на тех же атласах и арианах. Единственный конкурент здесь союз если мы говорим о средних нагрузках и недогрузе Фалкона. Про Хэви говорить пока рано.
Существующая выжала все что смогла ). Если делать вторую ступень мощнее и на марс можно закинуть больше, но тут конфликт возникает: тащить полупустую здоровую ступень к марсу невыгодно, тут бы разгонный блок или третья ступень были бы полезнее.
Плюс к тому, увеличивая вторую ступень вместе с ПН, мы снижаем тяговооруженность всей РКН, простым утолщением стенок без увеличения габаритов здесь не обойтись. Иначе массовая эффективность страдает. В общем тут начинается довольно сложная задача оптимизации для конкретных целей и мне кажется, что для НОО и для отлётных траекторий эти параметры различны.
Поэтому для многих современных ракет параметр вывода груза на НОО он какой-то абстрактный, если на НОО они конечный груз как таковой не выводят.
Для Ф-Хэви можно также абстрактно прикинуть остаточный вес второй ступени после первого включения двигателя на высоте 200 км, вот он может быть около этих 63 -70 тонн(с Теслой) :).
Насколько я услышал Маска в оригинальной трансляции, он говорил о верхней ступени БФР, то есть корабля, который планируют сделать для тестовых перелётов на площадках в следующем году. Полноценную первую ступень от и планируют только через 3-4 года, это оптимистичный сценарий.
Уже писал в теме про пуск, тут нужно учитывать что верхняя(вторая) ступень и обтекатель достались Фалкон Хэви от девятки, где максимальная нагрузка по проекту не превышает 23 тонны. Эта нагрузка собственно определяет параметры второй ступени в части ее конструкции, а именно прочности, с учётом всех динамических и статических воздействий. Массовое совершенств высокое, значит и запасы прочности на пределе ( как и у всех ракет). Поставить сверху нагрузку почти в 3 раза большую штатной в данном случае невозможно, а именно эти 63 тонны для НОО. Поэтому и указывались цифры типа 30 тонн, а на самом деле меньшие.
Для вывода крупных грузов на НОО, если такая задача будет стоять, потребуется доработка/разработка новой версии верхней ступени( может быть водородной) и возможно обтекателя.
Дело даже не в обтекателе, а а весе ПН, которая нагружает вторую ступень, которая от Ф9 и рассчитана на нагрузку сверху 23-24 тонны. Тут чисто по прочности эта ступень не проходит. По сути необходимо делать новую верхнюю ступень ( возможно водородную) для полной загрузки Фалкон Хэви.
Ну об этом и речь, что под НОО на полной загрузке нужна новая вторая(верхняя) ступень и новый обтекатель, возможно. А к чему это все: Илон Маск помимо Марса(что видится в очень далекой перспективе), хочет запустить глобальный интернет — это около 4000 спутников на низкой орбите (500-700 км, если не ошибаюсь). Вот здесь как мне кажется и пригодится тяжеловоз в полном снаряжении.
Центр стараются дросселировать сразу после старта, с одной стороны, но на безопасной высоте, с другой стороны. Проходит где-то секунд 10-15, я думаю. А при прохождении максимального скоростного напора дросселируются боковые блоки. В трансляции при летном испытании специалист SpaceX об этом говорил.
Еще бы напомнил про более реальный отечественный забор, чем А3, это Русь-М 2010 года. Правда после после эскизника и лоббирования Хруничева ее благополучно закрыли.
Все-таки смотрю я на их старую картинку с 27 двигателями и вижу ПН на НОО — 30 тонн. А сейчас все пишут про 65 тонн. Ну хорошо, первая ступень стала больше и вторая тоже, тяга ДУ увеличилась. Но получается нестыковка. Вторая ступень FH — это вторая ступень F9. Максимальный груз, который ее нагружает сверху — это 23 тоны теоретически, на НОО (выводили ли такую на НОО?). Тогда возникает вопрос, каким образом та же ступень(той же конструкции) должна держать сверху 63 тонны. В троекратный запас по прочности я не верю, ибо массовая эффективность второй ступени(здесь уже была статья на эту тему) рекордная. Отсюда можно сделать вывод, что все-таки реальная нагрузка на НОО это те самые 23-30 тонн, но никак не 65 (которые больше теоретические). На отлетных траекториях преимущества данной РН очевидны.
В истории Falcon 9 был случай разрушения двигателя в 2012 году
По-моему там было просто АВД, без разрушения. Все-таки разрушение — это процесс уже аварийный для ракеты и рядом стоящих ДУ.
Хотелось бы подобной статьи с анализом про Тесла. А то в последнее время выходят странные статьи(понятно, что злорадствующие) оп поводу их «падения» и рекордной убыточности в 1.4 млрд. $
Да сам процесс действительно интересный и неоднозначный для бытового восприятия. И даже для инженеров может быть не очевидным. Хотя если рассчитать параметры течения газа в сопле, то все это вполне возможно и пример Фалкон это показывает. Тут самое неприятное это переходной режим, когда напор струи еще слабый и воздух блокирует истечение. Соответственно нужно как-то раскрутить ТНА, чтобы создать нужное давление в камере и зажечь газогенератор, что наверно и делается в том числе пусковым топливом TEA/TEB. Далее 100 атмосфер в камере делают свое дело.
Многоразовым если только в части двигателя. Сажать ступень не реально, из-за того что двигатель один и тяга у него 740 тонн. Только на парашютах, как это планировали еще в те советские времена для боковых блоков РН «Энергия».
Офттоп. Тоже об этом думал. Сейчас пошли валом статьи о том, что Маск мол шарлатан, особенно на таких «престижных» ресурсах как риа). А комментарии так вообще читать невозможно. Начал искать информацию от адекватных экономистов, но толком не нашел, только одну статью нашел про ключевые показатели финансового состояния предприятия. Вроде толковая статья, но выводы конечно там не очень радостные. Да и по отчетности видно, что затраты у компании Тесла на бюрократический аппарат просто дикие(причем с каждым годом растут), хотя казалось бы должно быть наоборот. При обороте 12 млрд, убыток где-то 1.4 млрд. Ну для барыг «купи сегодня — завтра продай», это конечно страшные показатели) Для долгосрочного бизнеса, которого у нас и нет, может и нормально. Здесь я не в курсе, но если кто разобрался хотелось бы узнать.
Перед Max-Q дросселируют боковушки, в официальной трансляции на 23:17 диктор говорит «side boosters now throttling back up to full power».
Мне кажется наиболее веротяным дросселирование центра после первых 10-20 секунд полета и до отделения боковушек.
На фотках нашел явный признак снижения тяги — укороченная струя, в сравнении с боковухами:
А вот здесь это видно буквально чуть после старта
Аналогичная схема и на тяжелой ангаре применяется. Причем можно даже примерно рассчитать, что иначе бы центру не хватило топлива на посадку, ибо дополнительные 30 секунд работы на полной тяге после отделения боковушек, съедают порядка 80 тонн топлива(при суммарном расходе около 2.7 тонн в секунду для 9 мерлинов 1D). Такой запас можно получить только дросселированием.
Всегда нравились такие конструкции из существительных в английском языке, сразу и не поймешь суть, если нет опыта. А вот так можно сказать: Second stage third burn? )
если что-то идет не так в одном из модулей, все остальные, а также и ракета, продолжают работать в штатном режиме. Текущая конструкция Falcon Heavy предусматривает возможность отказа 6 двигателей. Если все остальные будут работать, то ракета сможет выполнить поставленную задачу.
6 двигателей на разных блоках или на одном? Если на одном отказывают 6, на боковушке остается 30 % тяги. Мало того, что ракету начнет разворачивать(тогда придется дросселировать второй боковой блок), так еще центральный блок от нагрузок начнет перекашивать. Тут конечно хотелось бы уточнений, кто знает.
Хотя вероятность отказа всех 6 ДУ только на одном блоке конечно мала.
Плюс к тому, увеличивая вторую ступень вместе с ПН, мы снижаем тяговооруженность всей РКН, простым утолщением стенок без увеличения габаритов здесь не обойтись. Иначе массовая эффективность страдает. В общем тут начинается довольно сложная задача оптимизации для конкретных целей и мне кажется, что для НОО и для отлётных траекторий эти параметры различны.
Поэтому для многих современных ракет параметр вывода груза на НОО он какой-то абстрактный, если на НОО они конечный груз как таковой не выводят.
Для Ф-Хэви можно также абстрактно прикинуть остаточный вес второй ступени после первого включения двигателя на высоте 200 км, вот он может быть около этих 63 -70 тонн(с Теслой) :).
Для вывода крупных грузов на НОО, если такая задача будет стоять, потребуется доработка/разработка новой версии верхней ступени( может быть водородной) и возможно обтекателя.
Все-таки смотрю я на их старую картинку с 27 двигателями и вижу ПН на НОО — 30 тонн. А сейчас все пишут про 65 тонн. Ну хорошо, первая ступень стала больше и вторая тоже, тяга ДУ увеличилась. Но получается нестыковка. Вторая ступень FH — это вторая ступень F9. Максимальный груз, который ее нагружает сверху — это 23 тоны теоретически, на НОО (выводили ли такую на НОО?). Тогда возникает вопрос, каким образом та же ступень(той же конструкции) должна держать сверху 63 тонны. В троекратный запас по прочности я не верю, ибо массовая эффективность второй ступени(здесь уже была статья на эту тему) рекордная. Отсюда можно сделать вывод, что все-таки реальная нагрузка на НОО это те самые 23-30 тонн, но никак не 65 (которые больше теоретические). На отлетных траекториях преимущества данной РН очевидны.
По-моему там было просто АВД, без разрушения. Все-таки разрушение — это процесс уже аварийный для ракеты и рядом стоящих ДУ.
Мне кажется наиболее веротяным дросселирование центра после первых 10-20 секунд полета и до отделения боковушек.
На фотках нашел явный признак снижения тяги — укороченная струя, в сравнении с боковухами:
А вот здесь это видно буквально чуть после старта
Аналогичная схема и на тяжелой ангаре применяется. Причем можно даже примерно рассчитать, что иначе бы центру не хватило топлива на посадку, ибо дополнительные 30 секунд работы на полной тяге после отделения боковушек, съедают порядка 80 тонн топлива(при суммарном расходе около 2.7 тонн в секунду для 9 мерлинов 1D). Такой запас можно получить только дросселированием.
6 двигателей на разных блоках или на одном? Если на одном отказывают 6, на боковушке остается 30 % тяги. Мало того, что ракету начнет разворачивать(тогда придется дросселировать второй боковой блок), так еще центральный блок от нагрузок начнет перекашивать. Тут конечно хотелось бы уточнений, кто знает.
Хотя вероятность отказа всех 6 ДУ только на одном блоке конечно мала.