Доступный для России супертяж

[Андрей Иванов]

 привыкай...

[Дмитрий В.]

Мне кажется, ты цитируешь Технократа

Не, "автономный блок обеспечения многоразовости" я придумал ))))

На Авиабазе можно найти где-то в Трибуне бредовых идей или как там тот топик называется.

"Кто у кого скопипастил?!"

Я у него такого до этого не видел. До того, как на базе подробно описал такой модуль на вонючке.
Но строго говоря мне пофиг.

Ну да, в размерности Союза-5 и оптимальной тяговооруженности на старте 1,4

По какому критерию оптимум?

Естественно по максимуму ПН при заданной тяге ДУ 1-й ступени.

Там оптимум при 1,25 и ниже.

[Bell]

Там оптимум при 1,25 и ниже.

Тут вообще никакого нет, а ты опять уводишь в терминологические споры...

[Bell]

 привыкай...

Бобер, выдыхай.

[Дмитрий В.]

Забываем.
Массовая отдача хуже. Требуется мощная конструкция ступени, выдерживающая поперечную нагрузку. А главное, разработку придется отобрать у ракетчиков и отдать самолетчикам.

Не в массовой отдаче дело - она не хуже, чем для ракетодинамической посадки с возвращением к месту старта. Но крылатая схема гораздо дороже.

[Верный Союзник с Окинавы]

привыкай...

К пустым прожектам в космонавтике привыкли давно.

Большой ХС на этой штуки не добиться, иначе она не вернётся обратно, это впринципе тупиковое направление.

Малая ХС первой ступени - значит нужна большая вторая ступень. Добиться многоразовости второй ступени - задача сама по себе не простая, тем более когда ей нужно иметь огромную ХС, чтобы компенсировать убогую первую ступень.

Я уже не говорю о чудовищной тяжёлой структуре этой нелетающей фиговины:



Учитывая, что центр масс должен быть где-то чуть вперёд от передней кромки крыла, легко понять, что масса этого надолбыша с движками примерно такая же, как и двигательной установки... Которая у нормальных РН примерно треть от сухой массы ступени.

Ещё нюансы, типа крыло посередине, а нагрузка от тяжёлого хвостового отсека и тяжёлого надолбыша идёт на концы очень длинной и хрупкой ракеты. И идут эти нагрузки не в направлении от носового обтекателя к хвостовому отсеку, а совсем в другой плоскости, т.е. по направлению, в котором ракете прочность нафиг не нужна.

И это ещё без учёта 1000 и 1-ой проблемы, почему этот проект - несостоятельное барахло.

[Верный Союзник с Окинавы]

Забываем.
Массовая отдача хуже. Требуется мощная конструкция ступени, выдерживающая поперечную нагрузку. А главное, разработку придется отобрать у ракетчиков и отдать самолетчикам.

Не в массовой отдаче дело - она не хуже, чем для ракетодинамической посадки с возвращением к месту старта. Но крылатая схема гораздо дороже.

Гораздо хуже.

Чтобы эту штуку хоть как-то разогнать, на неё ТПЗ нацепить нужно, и выйдет летающий утюг.

[Дмитрий В.]

Забываем.
Массовая отдача хуже. Требуется мощная конструкция ступени, выдерживающая поперечную нагрузку. А главное, разработку придется отобрать у ракетчиков и отдать самолетчикам.

Не в массовой отдаче дело - она не хуже, чем для ракетодинамической посадки с возвращением к месту старта. Но крылатая схема гораздо дороже.

Гораздо хуже.

Чтобы эту штуку хоть как-то разогнать, на неё ТПЗ нацепить нужно, и выйдет летающий утюг.

ТЗП на ней не больше, чем на первой ступени Ф9 - Мах при разделении порядка 6-7. Но самолётная конструкция на порядки дороже топлива.

[Телевизор-160]

1) У ракетодинамической посадки есть ещё одно важное преимущество: в случае частичной потери тяги ступени (например отказ 1 из 9 двигателей на Falcon-9), топливо, зарезервированное для посадки, можно использовать для выведения ПГ на орбиту (гравитационные потери больше при сниженной тяге).
2) Для примера трудностей самолётной посадки посадка Х-15: https://www.youtube.com/watch?v=rSxDPhF-HSk&ab_channel=PimaAir%26SpaceMuseum

[Верный Союзник с Окинавы]

Забываем.
Массовая отдача хуже. Требуется мощная конструкция ступени, выдерживающая поперечную нагрузку. А главное, разработку придется отобрать у ракетчиков и отдать самолетчикам.

Не в массовой отдаче дело - она не хуже, чем для ракетодинамической посадки с возвращением к месту старта. Но крылатая схема гораздо дороже.

Гораздо хуже.

Чтобы эту штуку хоть как-то разогнать, на неё ТПЗ нацепить нужно, и выйдет летающий утюг.

ТЗП на ней не больше, чем на первой ступени Ф9 - Мах при разделении порядка 6-7. Но самолётная конструкция на порядки дороже топлива.

Первая ступень девятки делает торможение двигателем, а самолётной ступени понадобится ТЗП, которая в отличии от топлива не используется для выведения ПН.

И если для ракетодинамически садящейся РН никаких потерь нет - посадка первой ступени подразумевает недогруз, и лишнее топливо иначе просто не сжигалось бы, то самолётно-садящиеся РН обречены.

[Bell]

Забываем.
Массовая отдача хуже. Требуется мощная конструкция ступени, выдерживающая поперечную нагрузку. А главное, разработку придется отобрать у ракетчиков и отдать самолетчикам.

Не в массовой отдаче дело - она не хуже, чем для ракетодинамической посадки с возвращением к месту старта. Но крылатая схема гораздо дороже.

Хуже-хуже. Ты силовой набор самолета видел? Он намного мощнее и тяжелее ракетного блока.
И ракетчики никогда не родят самолет. И никогда не отдадут разработку авиастроителям. Поэтому вообще НННШ.

[Дмитрий В.]

Разделение при М=6-7 не требует каких-то экстраординарных мер теплозащиты типа керамической плитки по всей поверхности. Но и блок первой ступени того же Ф9 конечно, имеет теплозащиту в критических местах.

[Дмитрий В.]

Забываем.
Массовая отдача хуже. Требуется мощная конструкция ступени, выдерживающая поперечную нагрузку. А главное, разработку придется отобрать у ракетчиков и отдать самолетчикам.

Не в массовой отдаче дело - она не хуже, чем для ракетодинамической посадки с возвращением к месту старта. Но крылатая схема гораздо дороже.

Хуже-хуже. Ты силовой набор самолета видел? Он намного мощнее и тяжелее ракетного блока.
И ракетчики никогда не родят самолет. И никогда не отдадут разработку авиастроителям. Поэтому вообще НННШ.

Читайте профильную литературу, вьюноша!  В частности, неоднократно обсуждавшуюся на Форуме статью 

УДК 629.76

DOI: 10.18287/2412-7329-2016-15-1-73-80

АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ СХЕМЫ ПОЛЁТА

СТУПЕНИ С РАКЕТНО-ДИНАМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ СПАСЕНИЯ
НА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ СРЕДНЕГО КЛАССА
© 2016 Ю. Л. Кузнецов, Д. С. Украинцев

[Дмитрий В.]

"Следует также отметить, что относительная масса системы спасения по второму варианту [возвращение и посадка в месте старта], составляющая 88 % от массы одноразовой ступени, соизмерима с относительной массой самолётной системы спасения, составляющей 90-100 %".

[Дмитрий В.]

Забываем.
Массовая отдача хуже. Требуется мощная конструкция ступени, выдерживающая поперечную нагрузку. А главное, разработку придется отобрать у ракетчиков и отдать самолетчикам.

Не в массовой отдаче дело - она не хуже, чем для ракетодинамической посадки с возвращением к месту старта. Но крылатая схема гораздо дороже.

Хуже-хуже. Ты силовой набор самолета видел? Он намного мощнее и тяжелее ракетного блока.
И ракетчики никогда не родят самолет. И никогда не отдадут разработку авиастроителям. Поэтому вообще НННШ.

А ты видел перегибной шпангоут хввостового отсека блока Ц? Там толщина стенки вполне себе бронетанковая.

[Bell]

А ты видел перегибной шпангоут хввостового отсека блока Ц?

Это тот, в который упирался нижний пояс связей от блоков А? Может быть, вполне. Но причем тут весь остальной корпус?

[Bell]

Читайте профильную литературу, вьюноша! В частности, неоднократно обсуждавшуюся на Форуме статью

"Следует также отметить, что относительная масса системы спасения по второму варианту [возвращение и посадка в месте старта], составляющая 88 % от массы одноразовой ступени, соизмерима с относительной массой самолётной системы спасения, составляющей 90-100 %".

Спасибо конечно, но я не нашел там описания самолетной ступени.

Я полагаю, что все спекуляции на тему Байкала исходят из предположения, что на УРМ навешиваются крылья, хвост, шасси и носовой блок ВРД. А то, что там необходимо радикально усилять сам корпус блока - скромно умалчивают.

[Ивгениуш]

Мне кажется, по факту мы имеем возвращение к н-1, ведь, если не ошибаюсь, согласно новому проекту, на первой ступени будут рд на 250 тонн, предельная, в перспективе, тяга для рд-190. А чтобы выиграть время и не слышать визгов по этому поводу, и решили приплести сюда метан.

Пока нет. Внятного проекта нет, но ДОР зочет сосисон.

Но других вариантов то нет, по крайней мере принцип использования на первой ступени большого количества движков на 200-250 тс продекларирован. Конечно, если использовать ускорители, те, что были у энергии, и даже просто создать керосиновый аналог энергии, то это будет и дёшево и сердито, и быстро. Ведь развитие техники должно быть поступательным. Энергия худо бедно, но слетала пару раз, вот на ее основе и надо, наверное  что то лепить. Другой вариант вспомнить наработки Челомея, там у них, если не ошибаюсь, были 3- блоки, возможно, они могут оказаться лучше, чем урм-ы на базе рд-170.

От Рогозина были речи про унификацию с Союз-СПГ, про многоблочность и реактивную посадку аля Falcon Heavy, и т.п..

И всё это в непонятных размерах.

Вопросы типа "а как садиться маленькой ракете на 250-тонном двигателе?", "что по второй ступени?", "будет ли сверху Шаттл/Старшип?" и "так какая грузоподъёмность" остаются открытыми.

Вообще как то странно рассуждать о том, чего не было даже в зачаточном виде, я имею в виду метановые двигатели и метановые ракеты, а ведь уи у метане такой же, как у  синтина.Который использовали, несмотря на его дороговизну. Причем не было даже внятной попытки создать рд на метане. Как то это странно.

Знаете, Mars Colonial Transporter относительно мало менялся с начала проекта, когда Рапторы были ещё очень сырыми.

Концепция "двуступ с нормальным соотношением ступеней с реактивной посадкой и возвращением на космодром для всех ступеней, с второй ступенью тормозящей боком" сохранилась от начала до конца.

Что РК имеет ввиду под метаном - представить сложно.

А что, рапторы уже не сырые? Сколько сотен тонн они доставили на ноо? Вообще говоря, удивляет также то, что Глушко, который изучал подробно все перспективные топливные пары, никакой определенной позиции по метану не высказал. Хотя при его непосредственном участии был создан движок на фторе, например.

[Bell]

Для наглядности покажу, чем отличается горизонтально летающий самолет от вертикально стартующей ракеты.

Слева - УРМ Ангары (кольцо на срезе - монтажная оснастка), рассчитанный в основном на продольную нагрузку.
Справа - силовой набор корпуса нормального пассажирского самолета, рассчитанный на весьма умеренные перегрузки.

Вы не можете просматривать это вложение.

Полагаю, что тут разница в удельной массе только самого корпуса не на проценты, а в разы.
А к этому еще надо прибавить примерно такую же массу крыльев-ног-хвостов (а так же двигателей и топлива для посадки).

К тому же надо учитывать, что если мы таки говорим про сверхтяж, то при увеличении диаметра корпуса толщина и масса силового набора растет намного быстрее объема баков. Это как кости слона относительно намного толще, чем у мыши.

[Bell]

Вообще говоря, удивляет также то, что Глушко...

Ну, положим, Глушко был сильно уязвлен тем, как его уделал Кузнецов с НК-15/33, так что там далеко не только рациональные мотивы были...

Хотя при его непосредственном участии был создан движок на фторе, например.

И по газ-газу он активно работал.