https://iz.ru/953802/aleksandr-bulanov/prosto-v-kosmos-v-rossii-sozdadut-raketu-dlia-biudzhetnykh-za... (https://iz.ru/953802/aleksandr-bulanov/prosto-v-kosmos-v-rossii-sozdadut-raketu-dlia-biudzhetnykh-zapuskov?fbclid=IwAR3kcr1m6BVrrwoCLmRU6v7KM8O76A4Mu7HyEaiupsUqv8i5h_W2XuQ43PQ)
Сверхлегкая многоразовая ракета, которую разрабатывают российские ученые, доставит на 200-километровую орбиту Земли микро- и наноспутники. Стоимость отправки одного килограмма груза на ней не превысит $12 тыс., что вдвое дешевле, чем у ближайших конкурентов. Этого удалось добиться за счет упрощенной одноступенчатой конструкции носителя и инновационного метанового двигателя с соплом новой конфигурации — он не теряет тягу при изменении высоты полета. Стартовая масса шаттла составит 15 т при полезной нагрузке в 250 кг. Создать готовую версию планируется в 2025 году. Проект обойдется примерно в 2,5 млрд рублей.
Добиться подобных результатов инженеры рассчитывают с помощью одноступенчатой схемы, для реализации которой необходим особый ракетный двигатель.
— Как правило, такая схема не используется в ракетостроении, поскольку существующие двигатели могут работать с максимальной отдачей только на определенных высотах. На прочих этапах полета они теряют тягу, — рассказал представитель компании «ВНХ — Энерго» Павел Чернышов. — Мы создаем всережимный двигатель внешнего расширения, который способен работать с сопоставимой тягой в течение всего времени, что носитель выводится в космос.
По словам ученого, одной из главных особенностей конструкции двигателя будет замена традиционного конического сопла Ловаля на сопло Тарасова-Левина, которое оставляет более плотную реактивную струю.
Первую ступень ракеты, в составе которой будет находиться инновационный метановый двигатель, планируется сделать многоразовой.— Благодаря этому мы рассчитываем не только снизить стоимость запуска, но и уйти от необходимости иметь большие поля отчуждения, на территории которых обычно разбиваются отделившиеся части, — пояснил генеральный директор ассоциации «Аэронет» Павел Булат. — После отсоединения первой ступени на высоте около 100 км секция со спутниками будет выводиться на низкую опорную орбиту высотой в 200 км с помощью небольшого разгонного блока.
— Мечта об одноступенчатой ракете, способной взлетать и садиться без потери элементов конструкции, появилась еще в самом начале космической эры. Однако осуществить ее в то время не удалось из-за недостаточного уровня развития технологий, — рассказал генеральный директор компании Lin Industrial Александр Ильин. — В рамках нового российского проекта такой носитель может быть создан, поскольку проект подразумевает использование множества современных технологий. В числе которых и двигатель с соплом внешнего расширения.
— Сегодня малые космические аппараты в основном работают на низкой околоземной орбите, что делает данный сегмент рынка запусков очень емким: в год это сотни спутников, которые предназначены для выполнения коммерческих, научных и образовательных задач, — пояснил директор по маркетингу компании Sputnix Анатолий Копик.
Проект по разработке ракеты был представлен на конференции «Баркемп 20.35», организованной Национальной технологической инициативой в Санкт-Петербурге.
Стартовая масса носителя составит 15 т при полезной нагрузке 250 кг. Создать его готовую версию планируется в 2025 году. По предварительным оценкам, общая стоимость проекта — около 2,5 млрд рублей. По мнению экспертов, инвестиции можно будет вернуть всего за 12 запусков.
ЦитироватьДимитър написал:
После отсоединения первой ступени на высоте около 100 км секция со спутниками будет выводиться на низкую опорную орбиту высотой в 200 км с помощью небольшого разгонного блока.
Как сделать одноступенчатую РН (давний святой грааль SSTO) ?
Просто верхнюю ступень назвать разгонным блоком.
Для убедительности назвать его небольшим.
Ну действительно - разве,например ,блок "И" в РН Союз большой?
А уж у сверхлегкой РН он будет какой махонький,.
Раньше подходили к такому по другому - называли первую ступень ускорителем.
Но были скромнее - не называли продукт одноступенчатым напрямую.
Как бы намекали, вот у нас ускорители, вот первая ступень, а уж вы сами делайте вывод.
Как в "иван Васильевич меняет профессию" :
- Так, что у вас выходит два мужа?
- ( в скромном томлении) выходит два..
- Так, что у вас выходит одноступенчатая ракета?
- ( в скромном томлении) выходит одноступенчатая.
Эти же сразу объявили свой прожект одноступенчатой РН.
Неужто кто-то пожалеет на подобное чудо невиданное жалкие 2,5 млрд рублей?
..
Жаль не рассказали, как первую ступень сажать будут
Предлагаю авторотацию на створках ГО - его же тоже спасать от РП надо
ЦитироватьДимитър написал:
Стартовая масса шаттла составит 15 т
Почему шаттла?
ЦитироватьАлихан Исмаилов написал:
ЦитироватьДимитър (//forum/user/13843/) написал:
Стартовая масса шаттла составит 15 т
Почему шаттла?
ну многоразовый же
Хде Темников? Тута ему мини-Корону подгоняют! )))
А кто там из пендосов внешнее сопло делает - не напомните?
Авторы делают двухступенчатую ракету, у которой вторая ступень, называемая разгонным блоком спрятана под створками обтекателя. Как в Ангаре 1.1. Это, конечно, далеко не SSTO, но формально одноступенчатая ракета с довыведением.
Вопрос - почему не предусмотрели для первой ступень РД с выдвижным соплом? Информации про то, какие преимущества дает двигатель Левина-Тарасова, кроме подстройки под внешнее давление я не нашел.
Цитироватьhttp://www.tsagi.ru/institute/lab220/page1/ (http://www.tsagi.ru/institute/lab220/page1/)
Важной проблемой, на решение которой сосредоточены усилия специалистов многих стран, является использование детонации для высокоскоростного сжигания топлива в энергоустановках различного назначения, в частности, в двигателях перспективных летательных аппаратов и ракет. Для ее решения предлагаются различные схемы, которые позволяют инициировать детонацию и локализировать ее в ограниченном объеме камеры сгорания. Этими вопросами в теоретическом и прикладном плане более сорока лет занимаются академик В.А.Левин и его ученики. В.А.Левин и В.В.Марков за исследования детонации удостоены Государственной премии РФ в области науки и техники за 2002 год. В.А.Левин является одним из авторов концепции импульсного детонационного двигателя с кольцевым соплом и внутренним резонатором —т.н двигателя Левина-Тарасова (ДЛТ).
В последние годы наиболее перспективной с точки зрения практики представляется вращающаяся детонация. В этой связи она привлекает особое внимание как экспериментаторов, так и теоретиков. В настоящем проекте предполагается разработать трехмерную модель реактивного двигателя с резонаторной полостью, в которой сгорание горючей смеси происходит в непрерывной вращающейся волне детонации (ДРВД — двигатель с резонатором и вращающейся детонацией), провести ее детальное численное исследование на суперкомпьютере МГУ «Ломоносов» и запатентовать изобретение двигательного устройства. В 2017 г. были сделаны первые успешные шаги в этом направлении. В частности, была разработана «виртуальная экспериментальная установка» для моделирования ДРВД и с ее помощью была показана возможность реализации вращающейся детонации в кольцевом зазоре.
Тем про детонационные РД на форуме - 100+ страниц. :oops:
Вот тут есть что-то поконкретнее:
Цитироватьhttps://zen.yandex.ru/media/newsiru/raketnyi-dvigatel-novogo-tipa-kak-ispolzovat-5e4d0746a3e296673fd... (https://zen.yandex.ru/media/newsiru/raketnyi-dvigatel-novogo-tipa-kak-ispolzovat-5e4d0746a3e296673fdfa510?&utm_campaign=dbr)
В 40-х годах прошлого века русский физик Яков Зельдович создал концепцию нового вида ракетного двигателя, работающего на других принципах. Двигатель получил название — Ротационный детонационный двигатель (RDE). Этот двигатель в разы более эффективный и экономичный, но для его работы требуются технологии, которые появились только сейчас.
Для решения этих проблем ученые из Вашингтонского университета разработали математическую модель на основе данных лабораторного прототипа двигателя, а также данных, которые удалось получить благодаря высокоскоростной камере, которая запечатлела процесс сгорания топлива и детонацию. Ученые смогли ответить на один из главных вопросов, может ли работа двигателя быть стабильной и возможно ли управлять параметрами такого двигателя.Необходимо отметить, что лабораторные данные подтвердили результаты экспериментов группы разработчиков российского предприятия НПО «Энергомаш», которые годом ранее, в ходе экспериментов, смогли контролировать стабильную работу ротационного детонационного двигателя в течение 10 минут. И при этом КПД RDE двигателя был на 25% выше, чем эффективность классического ракетного двигателя.
ЦитироватьRaul написал:
Вопрос - почему не предусмотрели для первой ступень РД с выдвижным соплом? Информации про то, какие преимущества дает двигатель Левина-Тарасова, кроме подстройки под внешнее давление я не нашел.
Такой двигатель немного легче,и у него максимально возможное и автоматически подстраивающееся расширение газовой струи,а значит и максимальный УИ при всех значениях внешнего давления,от 1 атм до 0.
ЦитироватьAstro Cat написал:
Хде Темников? Тута ему мини-Корону подгоняют! )))
Там целый выводок всяких РН ,в том числе несколько ССТО.В т ч и мини корона с автожирным винтом.Давно в курсе и даже писал.
ЦитироватьRaul написал:
НПО «Энергомаш», которые годом ранее, в ходе экспериментов, смогли контролировать стабильную работу ротационного детонационного двигателя в течение 10 минут. И при этом КПД RDE двигателя был на 25% выше, чем эффективность классического ракетного двигателя.
Ничесе! Где наша нобилевка? Где наши ракеты на супердвигателях?
ЦитироватьДимитър написал:
Стоимость отправки одного килограмма груза на ней не превысит $12 тыс., что вдвое дешевле, чем у ближайших конкурентов.
Маск с марта месяца 2020 за лимон $ выводит 200 кг, т.е. 5000 $/кг. :(
Стали завидовать американцам с их оперативным запуском шпионских микро-спутников (от DARPA) на нужные наклонения при помощи РН Электрон... нам тоже такого хочется.
ЦитироватьNeru написал:
Стали завидовать американцам с их оперативным запуском шпионских микро-спутников (от DARPA) на нужные наклонения при помощи РН Электрон... нам тоже такого хочется.
Я, кстати, всерьёз опасаюсь что нас таким образом будут втягивать и раскручивать на разные химеры.
ЦитироватьAstro Cat написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
НПО «Энергомаш», которые годом ранее, в ходе экспериментов, смогли контролировать стабильную работу ротационного детонационного двигателя в течение 10 минут. И при этом КПД RDE двигателя был на 25% выше, чем эффективность классического ракетного двигателя.
Ничесе! Где наша нобилевка? Где наши ракеты на супердвигателях?
КПД достиг 107%? ;)
ЦитироватьNeru написал:
Стали завидовать американцам с их оперативным запуском шпионских микро-спутников (от DARPA) на нужные наклонения при помощи РН Электрон... нам тоже такого хочется.
До 26г. долго ждать - может и расхочется ;)
ЦитироватьДимитър написал:
По словам ученого, одной из главных особенностей конструкции двигателя будет замена традиционного конического сопла Ловаля на сопло Тарасова-Левина, которое оставляет более плотную реактивную струю.
Вроде, в ходе стендовых тестов прототипов, сопло Тарасова-Левина было на 10-15 % эффективнее. До стендовых испытаний ожидалось 15-20%.
По каким параметрам измерялась "эффективность" скромно умалчивалось.
ЦитироватьNeru написал:
По каким параметрам измерялась "эффективность" скромно умалчивалось.
КПД !!! :D
Цитироватьalgol57 написал:
ЦитироватьNeru (//forum/user/57623/) написал:
По каким параметрам измерялась "эффективность" скромно умалчивалось.
КПД !!!
Cамый лучшый КПД - это пр
Оцент ФОТ от затрат.
Если при ОКР - 13%, то на передовую НИР и 38 не жалко!
ЦитироватьRaul написал:
Этот двигатель в разы более эффективный и экономичный,
Тут похоже КПД превысит все 146%! :oops:
ЦитироватьZOOR написал:
Cамый лучшый КПД - это прОцент ФОТ от затрат.Если при ОКР - 13%, то на передовую НИР и 38 не жалко!
Самый лучший КПД от Пука - 100%. Пукнул и забыл, про то о чем пукнул.
ЦитироватьСтарый написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Этот двигатель в разы более эффективный и экономичный,
Тут похоже КПД превысит все 146%!
Это не я, это цитата моя! :oops:
Что-то они там насчитали для SSTO. Если сравнить их массовое совершенство с возвращаемой Ангарой, которая выводит 600 кг, то в самом деле получается - в разы. Просто сообщили бы УИ.
ЦитироватьRaul написал:
Просто сообщили бы УИ.
Возьмите теоретический УИ метан/кислород на всем АУТ и помножьте его на 1,25.
Получится водородник с отличным массовым, поскольку баки меньше :)
ЦитироватьZOOR написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Просто сообщили бы УИ.
Возьмите теоретический УИ метан/кислород на всем АУТ и помножьте его на 1,25.
Получится водородник с отличным массовым, поскольку баки меньше
:o :o :o Давайте запустим эту штуку прямо сейчас, нафиг ждать 5 лет и тратить время на всякую ерунду?
Или с этим двигателем, который метан кушает, как водород, не все просто?
ЦитироватьRaul написал:
Просто сообщили бы УИ.
ЦитироватьZOOR написал:
Возьмите теоретический УИ метан/кислород на всем АУТ и помножьте его на 1,25.Получится водородник с отличным массовым, поскольку баки меньше
ЦитироватьRaul написал:
Давайте запустим эту штуку прямо сейчас, нафиг ждать 5 лет и тратить время на всякую ерунду?Или с этим двигателем, который метан кушает, как водород, не все просто?
А как же 38% на НИР Энергии освоить.
Если почитать их сайт, то многое становится понятно.
Всё правильно. Люди пытаются найти некоторое нестандартное решение. Должна же одна малая ракета за счёт чего-то выигрывать у другой малой ракеты. А малых ракет на рынке и так полным-полно.
ЦитироватьАлихан Исмаилов написал:
Всё правильно.
Они даже не про двигатели, не говоря про ракеты. Они про теорию горения. Причем очень похоже, что когда результаты в существующем ПО не сошлись с их теорией они стали писать свое ПО.
Цитироватьalgol57 написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Просто сообщили бы УИ.
ЦитироватьZOOR (//forum/user/16457/) написал:
Возьмите теоретический УИ метан/кислород на всем АУТ и помножьте его на 1,25.Получится водородник с отличным массовым, поскольку баки меньше
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Давайте запустим эту штуку прямо сейчас, нафиг ждать 5 лет и тратить время на всякую ерунду?Или с этим двигателем, который метан кушает, как водород, не все просто?
А как же 38% на НИР Энергии освоить.
А это что за Энергия? В первом посте не нашел про РККЭ упоминание :(
ЦитироватьSchwalbe написал:
Они даже не про двигатели, не говоря про ракеты. Они про теорию горения. Причем очень похоже, что когда результаты в существующем ПО не сошлись с их теорией они стали писать свое ПО.
Интересное видео :) . Да. тут в самом деле - пока ни двигателя, ни ракеты. Но вообще сверхлегкую метановую сделать можно - есть ведь у нас РД-0162Д2А тягой 40 тонн.
ЦитироватьRaul написал:
Но вообще сверхлегкую метановую сделать можно - есть ведь у нас РД-0162Д2А тягой 40 тонн.
Под этот двигатель, как такая ракета? https://yadi.sk/i/T-ODoe_hnTFGXA
Первая и вторая ступень многоразовая..
ЦитироватьAlex-DX написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Но вообще сверхлегкую метановую сделать можно - есть ведь у нас РД-0162Д2А тягой 40 тонн.
Под этот двигатель, как такая ракета? https://yadi.sk/i/T-ODoe_hnTFGXA (https://yadi.sk/i/T-ODoe_hnTFGXA)
Первая и вторая ступень многоразовая..
"Как тебе такое, Илон Маск?" (c)
Параметры демонстратора здесь: http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59 (http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59)
Сделайте третью ступень на одном РД, она сгодится для обсуждаемой здесь cверхлегкой ракеты.
ЦитироватьЮрий Темников написал:
Там целый выводок всяких РН ,в том числе несколько ССТО.В т ч и мини корона с автожирным винтом.Давно в курсе и даже писал.
"Зея от Лин.https://spacelin.ru/proekty/odnostupenchataya-mnogorazovaya-raketa-zeya/ (https://spacelin.ru/proekty/odnostupenchataya-mnogorazovaya-raketa-zeya/)
Строго по определению КПД движок с 25% прибавкой кпд хотя-бы относительным будет иметь 12% процентную прибавку по импульсу, если конечно удельная масса продуктов горения будет той же самой. Т.е. для пустотного импульс можно довести от 380 до 410 с. Не вполне водород, но очень даже.
ЦитироватьZOOR написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Просто сообщили бы УИ.
Возьмите теоретический УИ метан/кислород на всем АУТ и помножьте его на 1,25.
Получится водородник с отличным массовым, поскольку баки меньше :)
.
Удельный импульс вещь секретная для этого суперпупер РД110МД - 241 с(315с - высотный), тяга - 28,5 т, вес 860кг. Маск с Раптором нервно курит,
,
ЦитироватьRaul написал:
Параметры демонстратора здесь: http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59 Сделайте третью ступень на одном РД, она сгодится для обсуждаемой здесь cверхлегкой ракеты.
Разработка позже параметры должны быть лучше, а не наоборот. :(
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/115864)
Третья ступень одноразовая с большим вакуумным соплом.
https://yadi.sk/d/h668xQCV2Ve6CA
При удельном импульсе от 2006 года выводит 20 т...
ЦитироватьAlex-DX написал:
Разработка позже параметры должны быть лучше, а не наоборот.
Это демонстратор. Он есть сейчас. А то что, показано раньше него, будет создано позже (если будет).
ЦитироватьAlex-DX написал:
Третья ступень одноразовая с большим вакуумным соплом. https://yadi.sk/d/h668xQCV2Ve6CA (https://yadi.sk/d/h668xQCV2Ve6CA)
При большом вакуумном сопле тяга будет 367 / 300 * 42.5 = 52 (но непринципиально).
А со штатным соплом тяга в ваккуме 347 / 300 * 42.5 = 49.
Откуда вы получили тягу 168? Не делится нацело. На второй ступени должна быть тяга 196, на первой, видимо, 784 (при четном числе РД).
ЦитироватьAlex-DX написал:
При удельном импульсе от 2006 года выводит 20 т.
Увеличивайте Мст, получите столько же.
ЦитироватьRaul написал:
Откуда вы получили тягу 168? Не делится нацело. На второй ступени должна быть тяга 196, на первой, видимо, 784 (при четном числе РД).
Там ссылка стоит.
Первая ступень - 19
вторая - 4
третья - 1
номинальная тяга РД0162СД принята - 42 тс
последняя ступень работает на форсаже. (менее 133 %)
ЦитироватьRaul написал:
При большом вакуумном сопле тяга будет 367 / 300 * 42.5 = 52 (но непринципиально).
Думал увеличивается УИ. (+20) :oops:
ЦитироватьAlex-DX написал:
номинальная тяга РД0162СД принята - 42 тспоследняя ступень работает на форсаже. (менее 133 %)
В вакууме тяга растет пропорционально росту УИ, не надо никакого форсажа.
Обратите внимание, что тяга в расчетке указывается для вакуума, а не для земли - а вы ставите земную тягу. Там подписано Thrust (vac) (t)
ЦитироватьRaul написал:
Обратите внимание, что тяга в расчетке указывается для вакуума, а не для земли - а вы ставите земную тягу. Там подписано Thrust (vac) (t)
Ок. тогда так https://yadi.sk/i/jhfQs40W3krYwA
в проекте ничего не поменялось кроме количества двигателей в первой ступени.
I - 15
II - 4
III - 1
Тяга 42,5 тс на уровне моря.
ЦитироватьAlex-DX написал:
Ок. тогда так https://yadi.sk/i/jhfQs40W3krYwA (https://yadi.sk/i/jhfQs40W3krYwA)
Уже ближе к жизни. (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/main/smiles/5/icon_smile.gif)
Sx считается примерно как площадь круга. У вас на первой ступени d около 5м стало быть Sx=20. На второй ступени с учетом 5м обтекателя примерно столько же.
ЦитироватьAlex-DX написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Обратите внимание, что тяга в расчетке указывается для вакуума, а не для земли - а вы ставите земную тягу. Там подписано Thrust (vac) (t)
Ок. тогда так https://yadi.sk/i/jhfQs40W3krYwA (https://yadi.sk/i/jhfQs40W3krYwA)
в проекте ничего не поменялось кроме количества двигателей в первой ступени.
I - 15
II - 4
III - 1
Тяга 42,5 тс на уровне моря.
Непопадание в заданную орбиту; углы атаки чудовищные на АУТ-1.
Смените программу куправления на АОА+linear.
ЦитироватьRaul написал:
Sx считается примерно как площадь круга. У вас на первой ступени d около 5м стало быть Sx=20. На второй ступени с учетом 5м обтекателя примерно столько же.
Тянет Sx = 33 м^2 :)
https://yadi.sk/d/G1al6WUxr6rBMQ
ЦитироватьДмитрий В. написал:
Смените программу куправления на АОА+linear.
Сменил-бы если бы мог. :oops:
ЦитироватьДмитрий В. написал:
Непопадание в заданную орбиту; углы атаки чудовищные на АУТ-1.
Пожалуйста переведите: АУТ-1?
Да хватит уже оффтоп разводить.
Откройте тему типа "расчеты фантастических и не очень РН в LaunchModel "
и там можно резвиться .Причем я допускаю что она будет более интересна и востребована .
Но эта тема про конкретный проект и его одноклассников.
ЦитироватьAlex-DX написал:
Сменил-бы если бы мог.
Ну... надо смочь. Уменьшите или уберите запас на возвращение, через параметры, которыми можете управлять (Clearing Tower- Max Turn) поймайте сходимость. Потом двигайтесь небольшими изменениями к исходным установкам.
Цитироватьazvoz написал:
Но эта тема про конкретный проект и его одноклассников.
Просчитайте отдельно третью ступень - будет одноклассник.
ЦитироватьRaul написал:
Ну... надо смочь. Уменьшите или уберите запас на возвращение, через параметры, которыми можете управлять (Clearing Tower- Max Turn) поймайте сходимость. Потом двигайтесь небольшими изменениями к исходным установкам.
Попробовал поймать сходимость. https://yadi.sk/i/z9PN8fXgtlm_JQ
Цитироватьazvoz написал:
Но эта тема про конкретный проект и его одноклассников.
Чем не одноклассник?
Легкий, многоразовый и есть новизна. :)
Третью одноразовую ступень можно назвать разгонным блоком.. ;)
ЦитироватьAlex-DX написал:
Попробовал поймать сходимость. https://yadi.sk/i/z9PN8fXgtlm_JQ (https://yadi.sk/i/z9PN8fXgtlm_JQ)
Поймали. :) Изучайте дальше, сейчас можно поднять ПН за счет РЗТ, у вас приличный запас тяги.
То что вам писал Дмитрий насчет АУТ-1 - это активный участок траектории первой ступени (до смены программы управления ракета разваливалась на этом участке).
ЦитироватьRaul написал:
Изучайте дальше, сейчас можно поднять ПН за счет РЗТ, у вас приличный запас тяги.
Попробовал за счет запаса сухой массы. :) https://yadi.sk/i/QKJkZGMcexgTQQ
Cухая масса I ступени - 29046 кг
Запас топлива - 7,8 т
Сухая масса II ступени - 6270 кг
Запас топлива - 3,9 т
F9
Сухая масса I ступени - 22,2 т
Первую ступень явно можно уменьшить, как минимум на 6846 кг.
Итак при сухой массе I ступени 22113 кг и уменьшении времени работы III ступени на 3 с.
ПН = 19950 кг (F9 - 16500 кг)
Стартовая масса = 452 т. (F9 - 549 т)
Тяга на уровне моря одного Мерлина - 87 тс
К = 87/22,2 = 3,9
Здесь получается
К = 42,5/22,2 = 1,9
Требование к дросселированию на финальном
участке траектории в 2 раза лучше.
Время торможения как и у F9 ,будет около 30 - 40 с.
по схеме: вначале работают 3 двигателя и затем медленно сажает один РД0162СД.
ЦитироватьAlex-DX написал:
Попробовал за счет запаса сухой массы
Первую ступень явно можно уменьшить, как минимум на 6846 кг.
Прочнисты подсказали? ;)
ЦитироватьAlex-DX написал:
Стартовая масса = 452 т. (F9 - 549 т)
Интересно.
[LIST=1]
[/li][li]Эффект эжектирования, как в первом варианте H-1 c 26 РД будете использовать?
[/li][li]Схема резервирования РД первой ступени как в H-1 или?
[/li][li]Для аккуратного расчета стоило бы еще нарисовать РН, уточнить Sx и посчитать Sу. А также прикинуть Cx и Cy. Я бы для конструкции, подобной H-1 взял Cx = 0.2, Су = 0.3.
[/li][/LIST]
ЦитироватьRaul написал:
Для аккуратного расчета стоило бы еще нарисовать РН, уточнить Sx и посчитать Sу. А также прикинуть Cx и Cy. Я бы для конструкции, подобной H-1 взял Cx = 0.2, Су = 0.3.
В первом приближении: :) https://yadi.sk/i/TNVSkw7-ERf2Ng
Размеры баков (сферы)
метан жидкость (−164,6 °C) 415 кг/м³
кислород жидкость 1141 кг/м³
Масса топлива I ступени 294586,6667 кг
Соотношение компонентов 3,8 (https://ru.wikipedia.org/wiki/BFR)
Объем метана - 148 м³ радиус сферы - 3.3 м
кислород - 205 м³ радиус - 3,7 м
Высота I ступени = 3,7*4+2=16,8 м
Площадь основания = 47 кв.м -> диаметр = 7,74 м
ЦитироватьRaul написал:
Схема резервирования РД первой ступени как в H-1 или?
Так как управление не разнотягом, выключать в случае аварии противоположный не надо.
ЦитироватьRaul написал:
Эффект эжектирования, как в первом варианте H-1 c 26 РД будете использовать?
Не знаю насчет эжектирования, а вот использовать большую площадь днища ступени как элемент крыла для более плавной посадки идет в плюс.
Теперь можно рисовать (что-то вроде этого получится ;) )?
ЦитироватьRaul написал:
Теперь можно рисовать
На данном этапе можно перейти ко второй ступени.
Если делать на базе нее сверхлегкий многоразовый носитель. (НIII) :)
У НIII : 3 ступени, стартовая масса - 200 т ПН - 5т на 300 км орбите.
Что получилось: стартовая масса- 119 т ПН - 4,7 т (200 км), многоразовая только первая ступень.
https://yadi.sk/d/Tm-ypB2bz0Vzmw
ЦитироватьAlex-DX написал:
Если делать на базе нее сверхлегкий многоразовый носитель. (НIII)
1. Сверхлегкий - это до 500 кг ПН. Его надо делать на базе третьей ступени с одним РД-0162 СД и разгонным блоком.
2. Зачем вам три ступени в среднем классе?
3. На вторую ступень ставят высотные сопла (это относится и к тяжелой ракете).
Cx я, наверно, зря посоветовал 0.2 (старался учесть эжектирование, которое есть только на 1 ступени H-1), обычно ставят 0.3.
ЦитироватьRaul написал:
Зачем вам три ступени в среднем классе?
Не понял вопроса?
по аналогии
НI - тяжелая, на базе нее
HII - средняя, стартовая - 700т ПН -
40 20 т
HIII-легкая , 200 т , 5 т
ЦитироватьRaul написал:
На вторую ступень ставят высотные сопла (это относится и к тяжелой ракете).
Это плюс. вырисовывается размерность в 15 двигателей на ступень.
из них 3 для посадки в линию по центру, 12 по окружности с высотными соплами.
Для второй ступени требуется новый двигатель с Тс=42,5*4/15= 11,3
Этот двигатель пойдет на 3 ступень легкой версии.
ЦитироватьAlex-DX написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Зачем вам три ступени в среднем классе?
Не понял вопроса?
по аналогии
НI - тяжелая, на базе нее
HII - средняя, стартовая - 700т ПН - 40 т
HIII-легкая , 200 т , 5 т
Есть принятое деление по классам ПН (в одноразовом варианте)
50 тонн и выше - сверхтяжелая
20 тонн и выше - тяжелая
5 тонн и выше - средняя
ниже легкая и сверхлегкая (до 500 кг)
Число ступеней стараются сделать поменьше, чтобы РН была дешевле, тем более с метаном. В проекте H-111 (3 и 4 ступени H-1 на ПН 5 тонн) было так.
ЦитироватьRaul написал:
В проекте H-111 (3 и 4 ступени H-1 на ПН 5 тонн) было так.
3 ступени.
ЦитироватьНа базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет: Н11 с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на орбите ИСЗ высотой 300 км и Н111 с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом массой 5 т на орбите ИСЗ высотой 300 км, которые могли решать широкий круг боевых и космических задач.
https://www.arms-expo.ru/articles/armed-forces/raketa-n-1-tsar-raketa/
Виноват, в самом деле три ступени (по Гудилину).
ЦитироватьRaul написал:
Число ступеней стараются сделать поменьше, чтобы РН была дешевле, тем более с метаном.
Но для многоразовой ракеты это не аргумент. ;)
ЦитироватьAlex-DX написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Число ступеней стараются сделать поменьше, чтобы РН была дешевле, тем более с метаном.
Но для многоразовой ракеты это не аргумент.
Именно для нее аргумент. Первая ступень в двухступенчатой РН получается более тяжелой и дорогой, но она ведь возвращается. А возвращаемость второй ступени - задача не решенная до сих пор.
ЦитироватьRaul написал:
Именно для нее аргумент. Первая ступень в двухступенчатой РН получается более тяжелой и дорогой, но она ведь возвращается. А возвращаемость второй ступени - задача не решенная до сих пор.
Время работы двух ступеней почти совпадает (+35 с) с временем работы первой ступени F9, возможность возврата второй ступени реален. Жертвуем самой дешевой третьей ступенью, зато в целом 90 % ракеты остается. При одинаковой стартовой массе трех ступенчатая ракета выводит больше, значит дешевле.
Высокая энерговооруженность, возможность выводить при отказе двигателей.(надежнее)
ЦитироватьAlex-DX написал:
Время работы двух ступеней почти совпадает (+35 с) с временем работы первой ступени F9
Имеет значение не время работы, а скорость, она у вас вдвое выше, чем у первой ступени F9. Надо тормозить вторую ступень реактивно. Или накладывать теплозащиту.
Т.е. если расчет спасения первой ступени вы делаете по аналогии с Фалконом, то технического обоснования для расчета спасения второй ступени у вас нет. В любом случае, в расчете пятитонной ракете вы вторую ступень не спасаете и теряете ее РД и еще РД 3 ступени (который еще надо создать). Вполне возможно потерять только один РД второй ступени, если обеспечить его дросселирование.
ЦитироватьRaul написал:
Или накладывать теплозащиту.
Форма конуса ступени хорошо согласуется с формой спускаемого аппарата.
Ступени в трехступенчатой ракете легче спасти, из за высокой энерговооруженности, утяжеление менее критично.
Вел изменения в проект в части Cx=0.3 и добавил высотные сопла на второй ступени+утяжелил 12*25=300 кг https://yadi.sk/d/yuGBZ1XpF_boYw
Средняя версия
I ступень - 15 двигателей 42,5 тс
II - 15 дв 11,3 тс
III- 1 дв 42,5 тс
Легкая версия
I ступень 15 дв 11,3 тс
II 1 дв 42,5 тс
III 1 дв 11,3 тс
По аналогии вырисовывается тяжелая версия, полностью многоразовая :)
I - 15 дв- 170 тс
II - 15 дв - 42,5 тс
III - 15 дв - 11,3 тс
ЦитироватьAlex-DX написал:
Форма конуса ступени хорошо согласуется с формой спускаемого аппарата.
Не видел спускаемые аппаратов с таким высоким конусом. Т.е. как я уже писал - нужна инженерная проработка спаcения второй ступени, а уже затем расчет ПН. Посмотрите проекты SSTO - там есть варианты с торможением как у спускаемого аппарата.
К примеру https://lozga.livejournal.com/76281.html (https://lozga.livejournal.com/76281.html)
ЦитироватьRaul написал:
Т.е. как я уже писал - нужна инженерная проработка спаcения второй ступени, а уже затем расчет ПН
Согласен , и легкая версия может быть прекрасным полигоном для отработки параметров теплозащиты.
В легкой версии можно применить парашютную систему для спасения второй ступени.
А вообще конечно должна быть комбинированная защита в том числе и тормозной импульс .
ЦитироватьRaul написал:
Имеет значение не время работы, а скорость, она у вас вдвое выше, чем у первой ступени F9. Надо тормозить вторую ступень реактивно. Или накладывать теплозащиту.
Будем тормозить комбинировано.
Хоть у нас скорость выше, зато площадь ступени больше 33 кв. м против 11 кв.м и масса в двое ниже.
Эффективность торможения выше.
Если дополнительно увеличить в два ! раза массу ( топливо и теплозащита) для возврата ступени за счет уменьшения работы ступени на 7 секунд ПН - 18750 кг при стартовой массе 450 т. :)
https://yadi.sk/d/6afk-LPn7cjNXw
ЦитироватьAlex-DX написал:
Хоть у нас скорость выше, зато площадь ступени больше 33 кв. м против 11 кв.м и масса в двое ниже.Эффективность торможения выше.
Это не столь важно, какая у вас эффективноcть торможения, не на автомобиле едете, а на ракете летите. Какая бы ни была эффективность торможения, пустая ступень в затормозится об атмосферу до небольшой скорости, определяемой Cx, Sx и массой. В вашем случае скорость будет меньше, но абсолютная разница, которую надо гасить дополнительным импульсом - невелика.
Для штатной посадки второй ступени определяющее значение имеет тепловой поток. Снижайте скорость второй ступени реактивно с 4.5 км/c до 2 км/c по формуле Циолковского, тогда сядете.
ЦитироватьRaul написал:
Для штатной посадки второй ступени определяющее значение имеет тепловой поток. Снижайте скорость второй ступени реактивно с 4.5 км/c до 2 км/c по формуле Циолковского, тогда сядете.
"Серебряный сокол чем вас не устраивает?
ЦитироватьRaul написал:
Для штатной посадки второй ступени определяющее значение имеет тепловой поток. Снижайте скорость второй ступени реактивно с 4.5 км/c до 2 км/c по формуле Циолковского, тогда сядете.
Только добрался до ПК.
Если так посчитать? https://yadi.sk/i/QGYIHSHrIB6ZrA
Импульс 12 двигателями в течении 6 секунд.
поправить надо двигатели не те стоят, тогда импульс будет в три раза больше.
15 двигателей - 16 секунд
И в итоге согласно такому расчету мы спали все топливо для посадки и давать второй посадочный импульс не чем. :(
Может достаточно 2,5 км/c?
ЦитироватьAlex-DX написал:
ЦитироватьRaul (//forum/user/57543/) написал:
Для штатной посадки второй ступени определяющее значение имеет тепловой поток. Снижайте скорость второй ступени реактивно с 4.5 км/c до 2 км/c по формуле Циолковского, тогда сядете.
Может достаточно 2,5 км/c?
По вики у Фалкона макс скорость 2.3 км/c. Поищите, как они пытаются посадить ЦБ Falcon Heavy (но я не видел
таких материалов).
ЦитироватьЮрий Темников написал:
"Серебряный сокол чем вас не устраивает?
Про этот самовар пока никто не знает, сколько он будет весить...
ЦитироватьRaul написал:
Цитата Юрий Темников написал:"Серебряный сокол чем вас не устраивает?Про этот самовар пока никто не знает, сколько он будет весить...
Я собственно о "блинчиках об атмосферу(антиподный бомбёр)
ЦитироватьRaul написал:
По вики у Фалкона макс скорость 2.3 км/c. Поищите, как они пытаются посадить ЦБ Falcon Heavy (но я не виделтаких материалов).
По трансляции пусков:
F9 скорость 2.2 км/с высота 70 км длительность работы двигателя 30 с.
F9H 2.9 км/с 100 км длительность -?
Если смоделировать https://yadi.sk/i/KS43P4SkJA5qoA
F9 скорость 1,8 км/с
F9H - 2,5 км/c :)
Осталось рассчитать тепловые нагрузки при торможении..
http://trudymai.ru/upload/iblock/ce8/teplo-_-i-massoobmen-na-pronitsaemoy-poverkhnosti-sistemy-teplovoy-zashchity-spuskaemogo-kosmicheskogo-apparata-maloy-formy.pdf?lang=ru&issue=50
Не понял, что вы пытаетесь смоделировать. Первое включение, второе, третье? Можно на калькуляторе все прикинуть, зная детали процесса возвращения.
ЦитироватьRaul написал:
Не понял, что вы пытаетесь смоделировать.
Найти начальные условия для F9.
ЦитироватьRaul написал:
Первое включение, второе, третье?
Действительно, мало топлива заложил в модель
1 включение один(?) двигатель - 30 с
2 включение три двигателя - 20 с
3 включение один двигатель - 30 с
В модели я не учитывал затраты на второе включение, тогда топлива должно быть больше. https://yadi.sk/d/3JhsB8aKMT874g
Получается для F9 :
скорость после первого тормозного импульса - 1900 м/с
масса - 49,9 т
Sx- 11 м.кв.
Интересно найти соотношение чтобы при уменьшении массы , увеличение Sx и изменения формы (высокий конус + дно как у первой ступени Н1) не требовалось второе включение.
ЦитироватьRaul написал:
Можно на калькуляторе все прикинуть, зная детали процесса возвращения.
Модель ошибочная?
ЦитироватьAlex-DX написал:
Цитата Raul написал:Можно на калькуляторе все прикинуть, зная детали процесса возвращения.Модель ошибочная?
Она для этого не предназначена. Для расчета возвращения применяется ReentryModel
Поищите на форме кого-нибудь, кто просчитывал посадку Фалкона.
ЦитироватьRaul написал:
Она для этого не предназначена.
Я имел ввиду нахождение начальных условий.
ЦитироватьRaul написал:
Для расчета возвращения применяется ReentryModel
Ок