На днях в очередной раз размышлял над многоразовым одноступенчатым носителем. Там, как известна, главная проблема одноступа - очень большая относительная масса топлива, требующая больших баков. Проблема усугубляется тем, что едва ли не единственное топливо для такой ракеты - кислородно-водородное. Соответственно, ракета получается гигантской при относительно небольшой полезной нагрузке. Соответственно, масса баков тоже большая, причём к ней надо добавить массу теплоизоляции, которая в случае водорода будет очень толстой. Как обойти это противоречие? Для таких носителей предлагался трёхкомпонентный ЖРД, использующий топливо керосин-кислород-водород. Идея в том, чтобы за счёт более плотного /и некриогенного!/ керосина уменьшить запас водорода, соответственно, размеры и массу баков и, соответственно, размеры и массу носителя. У нас даже создали такой - РД-701. Но такой двигатель довольно сложен и дорого. Есть и ещё один нюанс - двигатель начинает работать в атмосфере, а заканчивает в вакууме. А для атмосферы и вакуума требуются разные сопла иначе двигатель будет здорово проигрывать в эффективности там или там. Кроме того, на завершении выведения двигатель придётся дросселировать или делать двигательную установку из нескольких двигателей, часть из которых необходимо отключать иначе перегрузки будут слишком большими. Тогда я задумался о двигательной установке из разных двигателей: стартовые керосиновые ЖРД и маршевые водородные. Мощные керосиновые двигатели, с относительно коротким атмосферным соплом обеспечивают отрыв ракеты от Земли и выведение её за пределы плотных слоёв атмосферы. После этого включаются высокоимпульсные водородные с вакуумным соплом, менее мощные /ракета уже заметно потеряла в массе/, которые и выводят её на орбиту. И тут я подумал: если у нас двигатели разные, то и окислители тоже могут быть разными! И в результате моё воображение нарисовало такую схему: ракета 2-в-1. Четыре бака. Два типа двигателей: стартово-тормозные на топливе керосин-перекись водорода /они обеспечивают старт ракеты, выведение её за пределы атмосферы, орбитальное маневрирование, выдачу тормозного импульса и посадку/ и маршевые на топливе кислород-водород /они обеспечивают разгон и выведение на орбиту/. На старте требуется много топлива, чтобы оторвать ракету от Земли, обеспечить её первоначальный разгон и выход за пределы атмосферы и здесь наиболее удобна пара керосин-перекись, которая не только некриогенна, но и очень плотная - можно здорово сэкономить на размерах и массе баков и, как следствие, ракеты. Ну а за пределами атмосферы начинают работать относительно маломощные высокоимпульсные кислородно-водородные ЖРД с большим соплом. Что интересно, окислителем маршевых двигателей может быть и фтор, но это как по мне, так... не очень. В принципе, и для стартовых двигателей можно использовать пару НДМГ-четырёхокись азота, хотя, если мы задумываемся о массовом использовании такой ракеты /а для другого она и не нужна/ лучше, наверное, обойтись без всего высокотоксично.
В общем, как идея? Какие будут возражения?
Хотя бы одноразовый одноступ сделайте(рассчитайте).
Куда там до многоразового.
Цитата: pkl от 09.06.2024 23:52:17Два типа двигателей... керосин-перекись водорода
Цитата: pkl от 09.06.2024 23:52:17кислород-водород
В заголовке "Двухтопливный" тогда поменяйте на :
"четырех-компонентный" или "двух-парный"
С двумя комплектами баков и двигателей массовое совершенство остаётся за бортом, разве что как у одного из проектов Shuttle 2 1,5ступ со сбрасываемыми баками и двигателями.
И в чем смысл заморачиваться с перекисью?
Не проще взять вместо керосина пропан, а лучше пропан-пропилен? В комбо с кислородом за счёт переохлаждения и плотность будет выше, и УИ у пропана чуточку лучше.
Что-то вроде ранних версий Феникса до того как они оставили только водород с переменными пропорциями смеси для разных режимов.
Хотя возможно здравое зерно есть. Керокись вроде как на 30% плотнее керолокса если я правильно понял, плюс можно использовать в маневровых с катализатором (чтобы не пришлось ещё и гидразин или другие гиперголики до кучи возить третьим топливом).
Апд. А что если ещё и в синтин упороться?
Интересно было бы посмотреть расчеты или хотя бы в Кербале с модами на реализм прикинуть.
А что по компоновке, форме вашего гипотетического корабля, теплозащите, посадке?
Конус-затычка VTVL или космоплан с горизонтальной?
Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
Вот интересно - природа создала много разных вариантов ходящих, ползающих, плавающих, летающих, а вот ни одного космоплавающего не смогла. Может, на других обитаемых планетах по-другому?
Цитата: cross-track от 10.06.2024 16:42:16Вот интересно - природа создала много разных вариантов ходящих, ползающих, плавающих, летающих, а вот ни одного космоплавающего не смогла.
почему не сиогла? А мы? :D
Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
А кто-то кроме X-33 реально пытался на практике?
В теории же SSTO возможно, это же не варп-драйв. Просто с практической точки зрения это мало смысла имеет, если не раздувать размеры до совсем циклопических пепелацев.
Цитата: Трилобит от 10.06.2024 17:05:46Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
А кто-то кроме X-33 реально пытался на практике?
В теории же SSTO возможно, это же не варп-драйв. Просто с практической точки зрения это мало смысла имеет, если не раздувать размеры до совсем циклопических пепелацев.
это Вы соглашаетесь или возражаете?
Цитата: amster от 10.06.2024 04:04:25Хотя бы одноразовый одноступ сделайте(рассчитайте).
Куда там до многоразового.
Начать можно вообще с одноразовой двухступенчатой ракеты: 1 ст. - углепластик, керосин-перекись, 2-я - кислород-водород и посмотреть долю полезной нагрузки. Но с расчётами - это не ко мне, я филин-стратег.
Цитата: GolLem от 10.06.2024 05:09:14Цитата: pkl от 09.06.2024 23:52:17Два типа двигателей... керосин-перекись водорода
Цитата: pkl от 09.06.2024 23:52:17кислород-водород
В заголовке "Двухтопливный" тогда поменяйте на :
"четырех-компонентный" или "двух-парный"
Поправил. Хотя, вообще-то, компонентными бывают только двигатели.
Цитата: Трилобит от 10.06.2024 05:21:03С двумя комплектами баков и двигателей массовое совершенство остаётся за бортом, разве что как у одного из проектов Shuttle 2 1,5ступ со сбрасываемыми баками и двигателями.
И в чем смысл заморачиваться с перекисью?
Она некриогенная. Я хочу сэкономить на массе баков,, которые для керосина и перекиси могут быть углепластиковыми и на массе теплоизоляции, которая для керосина и перекиси не очень то нужна. А поскольку основные затраты топлива идут на отрыв ракеты и начальный разгон, то криогенные баки для кислорода и водорода тоже получаются сравнительно небольшими. И, соответственно, добиться высокого массового совершенства.
ЦитироватьНе проще взять вместо керосина пропан, а лучше пропан-пропилен?
А что это даст? Плотность керосина -
0,81 ± 0,01 г/см³. Плотность жидкого пропана - (+20°C, 8,4 атм.) 0,5005 г/см³. Баки будут тяжелее не только из-за большего объёма, но ещё и потому, что им надо будет держать 8 атмосфер. Ну или за счёт теплозащиты.Цитировать В комбо с кислородом за счёт переохлаждения и плотность будет выше, и УИ у пропана чуточк
Плотность жидкого кислорода - 1,141
г/см³. Сравните с перекисью, у которой плотность - 1.4 г/см³. Т.е. если менять перекись на кислород, а керосин на пропан, у нас опять получится здоровая балда, которая не факт, что сможет одной ступенью на орбиту выйти.Смысл идеи именно в том, чтобы за счёт высокой плотности топлива керосин-перекись уменьшить размер /и массу!/ баков первой ступени и, за счёт этого, объединить 1 и 2 ступени в единую конструкцию!
Цитата: Трилобит от 10.06.2024 05:34:29Хотя возможно здравое зерно есть. Керокись вроде как на 30% плотнее керолокса если я правильно понял,
Во-во.
Цитироватьплюс можно использовать в маневровых с катализатором (чтобы не пришлось ещё и гидразин или другие гиперголики до кучи возить третьим топливом).
Вот! Я и этот момент продумал /см. первый пост/. ;) Конечно, двигатели на перекиси-керосине можно использовать и для орбитального маневрирования, и для ориентации, а также для выдачи тормозного импульса и посадки. Мало того, никто почему-то не обращает внимания на то, что у Шаттла, помимо SSME, были двигатели OMS на вонючке для ориентации и маневрирования. Точнее, три независимые двигательные системы. У Союза было так же, сейчас две - ОДУ на НДМГ-АТ и СУС на перекиси. Как у Бурана и Старшипа - не знаю. Т.е. тут ничего такого нету, много носителей и некоторые космические корабли используют независимые двигательные установки на разных компонентах и ничего, летают как то.
ЦитироватьАпд. А что если ещё и в синтин упороться?
Честно говоря, особо не думал. Но сегодня с утра размышлял над пентабораном - он с перекисью даёт почти такой же у.и., как водород с кислородом. Но есть нюансы. Да можно, в принципе, и ЯРД в качестве маршевого двигателя либо водород-фтор, но... понимаете, вся идея в том, чтобы создать ракету-носитель, который по простоте эксплуатации и её стоимости будет близок к авиации. Потому топливо надо подбирать из наиболее доступных. И потому все эти бораны, синтины и проч. - это путь не туда. Топливо должно быть такое, чтобы его можно было или сравнительно легко купить, либо самим призводить без особых усилий.
ЦитироватьА что по компоновке, форме вашего гипотетического корабля, теплозащите, посадке?
Конус-затычка VTVL или космоплан с горизонтальной?
Тут я ничего придумывать не хочу, представляю его как классический VTOL SSTO:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/359276.gif)
Естественно, кислородный и водородный баки требуют толстой теплоизоляции, поэтому их надо делать максимально близкими к сфере и размещать в наиболее широкой части ракеты. Видимо, где-то внизу. Идеальным вариантом был бы один бак с герметичной перемычкой и общей теплоизоляцией. С некриогенными и плотными керосином и перекисью возможны варианты. Теплозащита - на одной из боковых сторон ракеты.
Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
Думайте. Думать Вам никто не запрещает.
Цитата: Трилобит от 10.06.2024 17:05:46Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
А кто-то кроме X-33 реально пытался на практике?
В теории же SSTO возможно, это же не варп-драйв. Просто с практической точки зрения это мало смысла имеет, если не раздувать размеры до совсем циклопических пепелацев.
Вообще-то, первые Атласы вполне себе выходили на орбиту почти одной ступенью. На керосине. Только стартовые двигатели сбрасывали. Например, Atlas-SCORE:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/359277.jpg)
https://en.wikipedia.org/wiki/SCORE_%28satellite%29
Правда, масса выведенной полезной нагрузки составляла 68 кг при стартовой массе Атласа 117900 кг; масса на орбите - 3890 кг. Т.е. это возможно было ещё в 1950-х, весь вопрос в том, как повысить массу ПН до приемлемых величин.
Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 17:09:32Цитата: Трилобит от 10.06.2024 17:05:46Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
А кто-то кроме X-33 реально пытался на практике?
В теории же SSTO возможно, это же не варп-драйв. Просто с практической точки зрения это мало смысла имеет, если не раздувать размеры до совсем циклопических пепелацев.
это Вы соглашаетесь или возражаете?
Возражаю. "Никто не может" и "никто не хочет" это разные вещи.
SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
Мне кажется если орбитальная заправка криогенным топливом станет обыденной - снова тема всплывёт.
Цитата: Трилобит от 10.06.2024 19:30:45Возражаю. "Никто не может" и "никто не хочет" это разные вещи.
SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
Мне кажется если орбитальная заправка криогенным топливом станет обыденной - снова тема всплывёт.
Тема всплывёт только если будет потребность летать часто и помногу. 2 - 3 раза в неделю или даже чаще. Если нет, то гораздо более конкурентоспособной будет классическая двухступенчатая одноразовая ракета с топливо керосин-перекись на первой ступени и кислород-водород на второй. Что-то типа Атласа-5.
Цитата: pkl от 10.06.2024 18:44:52Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
Думайте. Думать Вам никто не запрещает.
нее, я Вам предлагаю :)
Разве не прекрасная идея? Заправил ракету и.. десять раз! Даже странно, что никому это раньше в голову не приходило. Будете первым.
Цитата: Трилобит от 10.06.2024 19:30:45SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
В смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:43:55Цитата: Трилобит от 10.06.2024 19:30:45SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
В смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
Вот как все просто оказывается, надо значит ионники ставить и вопрос SSTO решен, ведь все дело в УИ, больше ничего не надо.
Цитата: pkl от 10.06.2024 18:52:47Цитата: Трилобит от 10.06.2024 17:05:46Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
А кто-то кроме X-33 реально пытался на практике?
В теории же SSTO возможно, это же не варп-драйв. Просто с практической точки зрения это мало смысла имеет, если не раздувать размеры до совсем циклопических пепелацев.
Вообще-то, первые Атласы вполне себе выходили на орбиту почти одной ступенью. На керосине. Только стартовые двигатели сбрасывали. Например, Atlas-SCORE:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/359277.jpg)
https://en.wikipedia.org/wiki/SCORE_%28satellite%29
Правда, масса выведенной полезной нагрузки составляла 68 кг при стартовой массе Атласа 117900 кг; масса на орбите - 3890 кг. Т.е. это возможно было ещё в 1950-х, весь вопрос в том, как повысить массу ПН до приемлемых величин.
Вот только толщина стальной! обечайки баков была - 0,25мм. И они даже пустые перевозились наддутыми, иначе просто складывались. Посадить такую "вещь" не реально.
Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:33:55Цитата: pkl от 10.06.2024 18:44:52Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
Думайте. Думать Вам никто не запрещает.
нее, я Вам предлагаю :)
Разве не прекрасная идея?
Нет. А потому страдайте своим бредом сами.
Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:43:55В смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
SSTO был возможен ещё в конце 1950-х и, мало того, был практически сделан. На тех двигателях и с теми материалами. А здесь обсуждается возможность улучшения его характеристик с применением современных материалов и двигателей.
Что до высокоимпульсных двигателей, то они давно известны, но очень опасны.
Цитата: Владимир Шпирько от 11.06.2024 00:09:32ЦитироватьВообще-то, первые Атласы вполне себе выходили на орбиту почти одной ступенью. На керосине. Только стартовые двигатели сбрасывали. Например, Atlas-SCORE:
https://en.wikipedia.org/wiki/SCORE_%28satellite%29
Правда, масса выведенной полезной нагрузки составляла 68 кг при стартовой массе Атласа 117900 кг; масса на орбите - 3890 кг. Т.е. это возможно было ещё в 1950-х, весь вопрос в том, как повысить массу ПН до приемлемых величин.
Вот только толщина стальной! обечайки баков была - 0,25мм. И они даже пустые перевозились наддутыми, иначе просто складывались. Посадить такую "вещь" не реально.
Знаю. Потому и стал думать, как решить эту проблему. И вот здесь попробовал изложить такую идею. Атлас был двухкомпонентным, да ещё на керосине с кислородом. Да ещё двигатели у него... не современные. Думаю, сейчас можно сделать лучше.
Цитата: Трилобит от 10.06.2024 23:41:29Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:43:55Цитата: Трилобит от 10.06.2024 19:30:45SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
В смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
Вот как все просто оказывается, надо значит ионники ставить и вопрос SSTO решен, ведь все дело в УИ, больше ничего не надо.
если хотите нормального общения, не стоит устраивать клоунаду
Цитата: pkl от 11.06.2024 00:16:40Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:33:55Цитата: pkl от 10.06.2024 18:44:52Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 16:03:37Джентльмены, тут "обычный" vertical start SSTO никто не может сделать уже 70 лет, а вы про многоразовый.
Может, тогда сразу думать, как на одной заправке десять раз на орбиту слетать? Чего мелочиться-то
Думайте. Думать Вам никто не запрещает.
нее, я Вам предлагаю :)
Разве не прекрасная идея?
Нет. А потому страдайте своим бредом сами.
мой бред (на самом деле - сарказм) ничем не хуже Вашего.
Вы формулу Циолковского ведь видели?
Предельные удельные импульсы топливных пар ведь тоже видели?
ДельтаV для выхода на НОО тоже ведь знаете?
Массовое совершенство современных РН ведь тоже примерно представляете?
И если таки да (а ведь таки да, Вы же тут ооочень давно), то зачем тогда вот это всё?
Цитата: pkl от 11.06.2024 00:22:53ЦитироватьВ смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
SSTO был возможен ещё в конце 1950-х и, мало того, был практически сделан
Не "практически", а "почти".
Его и сейчас можно
почти сделать.
Почти-почти. Всё как было.
Цитата: vlad7308 от 11.06.2024 16:25:46если хотите нормального общения, не стоит устраивать клоунаду
Взаимно.
Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:43:55Цитата: Трилобит от 10.06.2024 19:30:45SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
В смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
Для одноразового одноступа, скажем, на жидком водороде, достаточно конструктивного совершенства на уровне Блока Ц. Т.е.,так себе, довольно посредственное.
Цитата: Дмитрий В. от 11.06.2024 23:35:45Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:43:55Цитата: Трилобит от 10.06.2024 19:30:45SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
В смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
Для одноразового одноступа, скажем, на жидком водороде, достаточно конструктивного совершенства на уровне Блока Ц. Т.е.,так себе, довольно посредственное.
а в чем противоречие с тем, что процитировано?
Да, водородный одноступ может сам себя вывести на НОО. И даже чуть-чуть ПН. Это и есть "теоретически возможен, а практически - не имеет смысла".
Кроме того, топикстартер предлагает не просто SSTO, а многоразовый SSTO.
Цитата: vlad7308 от 11.06.2024 23:50:26Цитата: Дмитрий В. от 11.06.2024 23:35:45Цитата: vlad7308 от 10.06.2024 20:43:55Цитата: Трилобит от 10.06.2024 19:30:45SSTO возможны, особенно с современными технологиями и материалами.
В смысле SSTO в технологиях ничего не изменилось с 50х годов. Чтобы он стал возможен практически (а не теоретически), нужны прежде всего двигатели со значительно более высоким удельным импульсом, чем имеющиеся. См. формулу Циолковского.
Для многоразового SSTO - еще более значительным.
Для одноразового одноступа, скажем, на жидком водороде, достаточно конструктивного совершенства на уровне Блока Ц. Т.е.,так себе, довольно посредственное.
а в чем противоречие с тем, что процитировано?
Да, водородный одноступ может сам себя вывести на НОО. И даже чуть-чуть ПН. Это и есть "теоретически возможен, а практически - не имеет смысла".
Кроме того, топикстартер предлагает не просто SSTO, а многоразовый SSTO.
Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
Это очень много!
Почему тогда никто даже и не пытается?
Думаю это просто теоретизирования.
На практике, при учете всех нюансов, то есть отделение ПН, обеспечение надежного многократного,
а не пару раз, использования и тд и тп - получится меньше процента.
Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 09:21:27Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
Это очень много!
Почему тогда никто даже и не пытается?
Думаю это просто теоретизирования.
На практике, при учете всех нюансов, то есть отделение ПН, обеспечение надежного многократного,
а не пару раз, использования и тд и тп - получится меньше процента.
Дорого! Чтобы получить в одноступе такую эффективность, надо затратить гораздо больше ресурсов, чем для двухступа. И риск выше.
Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:51:02Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 09:21:27Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
Это очень много!
Почему тогда никто даже и не пытается?
Думаю это просто теоретизирования.
На практике, при учете всех нюансов, то есть отделение ПН, обеспечение надежного многократного,
а не пару раз, использования и тд и тп - получится меньше процента.
Дорого! Чтобы получить в одноступе такую эффективность, надо затратить гораздо больше ресурсов, чем для двухступа. И риск выше.
Спасибо за ответ.
А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Для РН с движками близких по УИ к Раптору
можно достичь ещё большего приближения к "идеалу" - одноступу.
Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
ага, а для одноразового, следовательно, 4-6%.
Если бы это было так, они бы были.
А их не только нет, нет даже проектов и разговоров.
Это и есть "теоретически да, а так - нет"
А в соседней теме вы были более оптимистичны. ;D
Цитата: fagot от 12.06.2024 10:40:15А в соседней теме вы были более оптимистичны. ;D
Там про перспективы сакрального Старшипа?
"Это другое!"
Цитата: vlad7308 от 12.06.2024 10:32:12Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
ага, а для одноразового, следовательно, 4-6%.
Если бы это было так, они бы были.
А их не только нет, нет даже проектов и разговоров.
Это и есть "теоретически да, а так - нет"
Вот-вот!
Я думаю, что указанные Дмитрием 2-3% ПН водородного одноступа
даже в теории возможны только для неотделяемой ПН,
либо отделяемой, но очень малого размера и не требующей бережного отношения,
например вольфрамовая болванка.
Цитата: fagot от 12.06.2024 10:40:15А в соседней теме вы были более оптимистичны. ;D
я? На предмет чего? :D
Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:51:02Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 09:21:27Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
Это очень много!
Почему тогда никто даже и не пытается?
Думаю это просто теоретизирования.
На практике, при учете всех нюансов, то есть отделение ПН, обеспечение надежного многократного,
а не пару раз, использования и тд и тп - получится меньше процента.
Дорого! Чтобы получить в одноступе такую эффективность, надо затратить гораздо больше ресурсов, чем для двухступа.
И риск выше.
Высокий риск исключает "многоразовость" в корне.
Поэтому Вами изначально описывался, наверняка, не "многоразовый одноступ", а "возвращаемый одноступ".
Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 09:21:27Это очень много!
Почему тогда никто даже и не пытается?
А зачем? Если можно сделать многоразовый двухступ?
SSTO - это безусловно интересная инженерная задача, но для практической реализации слишком далека от оптимума.
Цитата: vlad7308 от 12.06.2024 10:47:05я? На предмет чего? :D
На предмет прогресса в ракетной технике.
Цитата: fagot от 12.06.2024 12:03:18Цитата: vlad7308 от 12.06.2024 10:47:05я? На предмет чего? :D
На предмет прогресса в ракетной технике.
прогресс есть :)
Но не такой, чтобы позволить многоразовый одноступ на ЖРД (пятидесятилетней давности, современных или перспективных).
Так что никаких противоречий.
ЗЫ Пугают, правда, Короной. Но как-то неубедительно.
Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 10:05:24А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Один из существенных критериев при деление носителя по степеням - оптимизация по максимальной ПН. Так что сохранить массу ПН не получится, тем более увеличивается ступень с меньшим УИ, а с большим 359с - РД-0124 против 337с - РД-170 наоборот уменьшается.
Цитата: Владимир Шпирько от 12.06.2024 14:10:31Один из существенных критериев при деление носителя по степеням - оптимизация по максимальной ПН.
Если оптимизировать по максимальной ПН, то лучше 3х ступ.
К примеру :
Правильный Иртыш(Союз-5) с 3мя ступенями
(РД-170 =1я ступень/ РД-191В с большим 4 метровым соплом =2я ступень /РД-0124 = 3я ступень)
выведет тонны 23 ПН.
И ангара не нужна будет.
Для "очень хитрой" маскировки обозвать 3ю ступень "агрегатным модулем" АМ, как на Ангаре-1.2.
Уменьшится необходимость в дросселировании движков,
что положительно скажется
и на УИ(зачтено в увеличении ПН)
и на перегрузках
и на надежности.
Интерес к одноступу связан с иллюзией, что он может быть дешевле многоступов.
Но поскольку одноступ даже в теории возможен только на водороде,
то он в любом случае будет дороже углеводородного многоступа.
Соответствено - одноступ не имеет смысла.
Если появится нетоксичное неприхотливое топливо с УИ = 500 и больше - одноступ станет отличным решением.
Цитата: amster от 12.06.2024 10:54:56Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:51:02Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 09:21:27Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
Это очень много!
Почему тогда никто даже и не пытается?
Думаю это просто теоретизирования.
На практике, при учете всех нюансов, то есть отделение ПН, обеспечение надежного многократного,
а не пару раз, использования и тд и тп - получится меньше процента.
Дорого! Чтобы получить в одноступе такую эффективность, надо затратить гораздо больше ресурсов, чем для двухступа.
И риск выше.
Высокий риск исключает "многоразовость" в корне.
Поэтому Вами изначально описывался, наверняка, не "многоразовый одноступ", а "возвращаемый одноступ".
Нет, я говорил именно про многоразовый. Высокий технический риск (вероятность невыполнения требований ТЗ) у одноступа в принципе гораздо выше. По банальной причине: частная производная Мпг по конечной массе блока первой ступени двухступа примерно 0,1...0,12, а у одноступа уже 1,0. Значительное превышение фактического веса над проектным может привести к уменьшению Мпг одноступа в разы. Чтобы этот риск "демпфировать", надо применять более прочные (и дорогие) материалы, более сложные технологии и т.п.
Цитата: vlad7308 от 12.06.2024 10:32:12Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
ага, а для одноразового, следовательно, 4-6%.
Если бы это было так, они бы были.
А их не только нет, нет даже проектов и разговоров.
Это и есть "теоретически да, а так - нет"
Теоретически, присовременных материалах и достигнутом уровне ЖРД, этот уровень достижим. Проблема в том, что у двухступа, выполненного по этим технологиям было бы 8-10%.
Кроме прочего, "реалистичному" одноступу нужна многорежимная ДУ, которая бы позволяла оптимальным образом снижать тягу для выведения даже на НОО (либо иметь два типа ЖРД разной тяги, либо ЖРД глубокого дросселирования, либо многодвигательную ДУ с отключением части ЖРД в оптимальный момент времени), а также для ограничения продольной перегрузки.
Цитата: amster от 12.06.2024 15:19:43Интерес к одноступу связан с иллюзией, что он может быть дешевле многоступов.
Но поскольку одноступ даже в теории возможен только на водороде,
то он в любом случае будет дороже углеводородного многоступа.
Соответствено - одноступ не имеет смысла.
Имеет, но в узкой нише: вывод
квадратных кубическим метров обитаемого пространства на орбиту - водородные баки по определению огромны. Выводи элементы обода многразовым многоступенчатым супертяжем, собирай их на орбите, а потом водородным одноступом отправляй обитаемые модули. На вершине одноступа монтируй дополнительный мелкий приборно-агрегатный отсек с двигателями ориентации и маневра. На низкой орбите разворачивай ступень двигателями вперед и транспортируй к ободу орбитальной станции с искусственным тяготением.
Цитата: Владимир Шпирько от 12.06.2024 14:10:31Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 10:05:24А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Один из существенных критериев при деление носителя по степеням - оптимизация по максимальной ПН. Так что сохранить массу ПН не получится, тем более увеличивается ступень с меньшим УИ, а с большим 359с - РД-0124 против 337с - РД-170 наоборот уменьшается.
Я говорил про другое - приближение к "одноступу" на практике.
Понятно, что в таком процессе увеличения ПН не будет,
зато это будут конкретные шаги к одноступу, которые дадут больше пищи для размышления,
и, возможно, уменьшение стоимости - в описанном мною примере за счет уменьшения
числа движков.
Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 15:37:16Цитата: Владимир Шпирько от 12.06.2024 14:10:31Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 10:05:24А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Один из существенных критериев при деление носителя по степеням - оптимизация по максимальной ПН. Так что сохранить массу ПН не получится, тем более увеличивается ступень с меньшим УИ, а с большим 359с - РД-0124 против 337с - РД-170 наоборот уменьшается.
Это понятно изначально.
А я говорил про другое - приближение к "одноступу" на практике.
Понятно, что в таком процессе увеличения ПН не будет,
зато это будут конкретные шаги к одноступу, которые дадут больше пищи для размышления,
и ,возможно, уменьшение стоимости - в описанном мною примере за счет уменьшения
числа движков.
Тогда уж надо делать "почти" одноступ с блоком довыведения, а ракетный блок ступени бросать в "антипод".
Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 15:39:37Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 15:37:16Цитата: Владимир Шпирько от 12.06.2024 14:10:31Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 10:05:24А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Один из существенных критериев при деление носителя по степеням - оптимизация по максимальной ПН. Так что сохранить массу ПН не получится, тем более увеличивается ступень с меньшим УИ, а с большим 359с - РД-0124 против 337с - РД-170 наоборот уменьшается.
Это понятно изначально.
А я говорил про другое - приближение к "одноступу" на практике.
Понятно, что в таком процессе увеличения ПН не будет,
зато это будут конкретные шаги к одноступу, которые дадут больше пищи для размышления,
и ,возможно, уменьшение стоимости - в описанном мною примере за счет уменьшения
числа движков.
Тогда уж надо делать "почти" одноступ с блоком довыведения, а ракетный блок ступени бросать в "антипод".
По идее, любая верхняя ступень это "блок довыведения".
Или есть какой-то строгий формальный критерий их отличающий?
Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 15:43:35Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 15:39:37Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 15:37:16Цитата: Владимир Шпирько от 12.06.2024 14:10:31Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 10:05:24А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Один из существенных критериев при деление носителя по степеням - оптимизация по максимальной ПН. Так что сохранить массу ПН не получится, тем более увеличивается ступень с меньшим УИ, а с большим 359с - РД-0124 против 337с - РД-170 наоборот уменьшается.
Это понятно изначально.
А я говорил про другое - приближение к "одноступу" на практике.
Понятно, что в таком процессе увеличения ПН не будет,
зато это будут конкретные шаги к одноступу, которые дадут больше пищи для размышления,
и ,возможно, уменьшение стоимости - в описанном мною примере за счет уменьшения
числа движков.
Тогда уж надо делать "почти" одноступ с блоком довыведения, а ракетный блок ступени бросать в "антипод".
По идее, любая верхняя ступень это "блок довыведения".
Или есть какой-то строгий формальный критерий их отличающий?
БДВ обеспечивает небольшие приращения ХС (от нескольких десятков до несколльких сотен м/с)
Пока надежду на одноступ мне лично дают лишь СКР Буревестник (перспектива ядерного космолёта) и Корона ::)
Цитата: vlad7308 от 11.06.2024 16:35:05И если таки да (а ведь таки да, Вы же тут ооочень давно), то зачем тогда вот это всё?
На предыдущие ответы - да.
Просто обсудить идею.
В теме часто упоминали о теплоизоляции баков с криогенным топливом.
Интересно много она весит, много ли весит намерзающий лёд.
На много ли дороже криогенные баки, проще или сложнее ЖРД.
Технология заправки и оборудование, понятно что сложнее.
А экология в большинстве случаев нет.
Да и УИ в о в основном выше.
Аэроспайк с трёхкомпанентным топливом метан-водород-кислород с воздушным усилением (аэроспайк позволяет создать довольно компактный воздухозаборник из-за короткого участка смешения). Если до гиперзвука удастся поддерживать высокий удельный импульс, то можно отказать вовсе от водорода.
Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 10:05:24Спасибо за ответ.
А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Думаю, начинать надо с двухступенчатого одноразового носителя. 1 ст. - керосин-перекись, 2 ст. - кислород-водород. Такой носитель позволит создать и отработать стартовый комплекс, все операции с топливом /производство, доставка, хранение, заправка и т.д./ и, самое главное, отработать двигатели и весовое совершенство баков. А по результатам можно будет уже сделать выводы, что у нас получается, одноступенчатый многоразовый носитель или двухступенчатый.
Цитата: vlad7308 от 12.06.2024 10:32:12Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
ага, а для одноразового, следовательно, 4-6%.
Может, даже и больше. Дмитрий писал, что у чисто водородной ракеты доля ПН может быть до 10%. Сколько получится на самом деле - не известно, но по результатам создания одноразовой ракеты можно будет понять, получается у нас чаша Грааля или нет.
Цитата: Дем от 12.06.2024 11:48:55А зачем? Если можно сделать многоразовый двухступ?
SSTO - это безусловно интересная инженерная задача, но для практической реализации слишком далека от оптимума.
А представьте, насколько упростится эксплуатация ракет-носителей, если они будут одноступенчатыми! Ммммм.... ::) 8) :)
Цитата: amster от 12.06.2024 15:19:43Интерес к одноступу связан с иллюзией, что он может быть дешевле многоступов.
Но поскольку одноступ даже в теории возможен только на водороде,
то он в любом случае будет дороже углеводородного многоступа.
Соответствено - одноступ не имеет смысла.
Если появится нетоксичное неприхотливое топливо с УИ = 500 и больше - одноступ станет отличным решением.
Я предложил своё решение - за счёт некриогенной и плотной пары керосин-перекись уменьшить сухой вес ракеты.
Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 15:27:46Кроме прочего, "реалистичному" одноступу нужна многорежимная ДУ, которая бы позволяла оптимальным образом снижать тягу для выведения даже на НОО (либо иметь два типа ЖРД разной тяги, либо ЖРД глубокого дросселирования, либо многодвигательную ДУ с отключением части ЖРД в оптимальный момент времени), а также для ограничения продольной перегрузки.
У меня для этого разные двигатели: высокой тяги с умеренным у.и. - на перекиси-керосине и умеренной тяги с высоким у.и. - для кислород-водорода.
Цитата: @nt от 13.06.2024 13:15:50Аэроспайк с трёхкомпанентным топливом метан-водород-кислород с воздушным усилением (аэроспайк позволяет создать довольно компактный воздухозаборник из-за короткого участка смешения). Если до гиперзвука удастся поддерживать высокий удельный импульс, то можно отказать вовсе от водорода.
Не, нафиг-нафиг. Лучше водород. И два отдельных типа двигателя.
Цитата: pkl от 13.06.2024 23:08:44А представьте, насколько упростится эксплуатация ракет-носителей, если они будут одноступенчатыми! Ммммм.... ::) 8) :)
И насколько же?
Цитата: pkl от 13.06.2024 23:07:02Цитата: vlad7308 от 12.06.2024 10:32:12Цитата: Дмитрий В. от 12.06.2024 09:14:06Для многоразового одоступа доступно 2-3% ПН. Но только на водороде.
ага, а для одноразового, следовательно, 4-6%.
Может, даже и больше. Дмитрий писал, что у чисто водородной ракеты доля ПН может быть до 10%. Сколько получится на самом деле - не известно, но по результатам создания одноразовой ракеты можно будет понять, получается у нас чаша Грааля или нет.
если читать внимательно, то станет ясно, что Дмитрий в общем написал то же самое, что и я. "Теоретически возможно, а так - нет".
И уж точно никаких керосинов.
Цитата: pkl от 13.06.2024 23:08:44А представьте, насколько упростится эксплуатация ракет-носителей, если они будут одноступенчатыми!
По сравнению с тем же старшипом - особой разницы не вижу, ну два обьекта а не один. Но зато из простой нержавейки и наполненный простым топливом.
Кстати, вот ;D
The Sidereus rocket is designed to be fully reusable and single stage to orbit.
The 10 kilogram rocket engine is 3D printed. The fuel tank only weighs 15 kilograms. The entire dry weight is 30 kilogram.
It can launch with regular jet fuel from any airport. This 660 gallons (2 tons of fuel) only costs about $2000 per launch.
Цитата: Гусев_А от 13.06.2024 10:10:57В теме часто упоминали о теплоизоляции баков с криогенным топливом.
Интересно много она весит, много ли весит намерзающий лёд.
На много ли дороже криогенные баки, проще или сложнее ЖРД.
Технология заправки и оборудование, понятно что сложнее.
А экология в большинстве случаев нет.
Да и УИ в о в основном выше.
Теплоизоляция на основе пенополиуретана низкой плотности с замкнутыми порами - плотность примерно 45 кг/куб.м. Толщина ТИ на блоке Ц была около 40 мм.
Цитата: Дмитрий В. от 14.06.2024 12:52:02Теплоизоляция на основе пенополиуретана низкой плотности с замкнутыми порами - плотность примерно 45 кг/куб.м.
Отличная вещь ППУ, я им когда-то свою гаражную мастерскую утеплял в Сибири :)
Цитата: Дмитрий В. от 14.06.2024 12:52:02Цитата: Гусев_А от 13.06.2024 10:10:57В теме часто упоминали о теплоизоляции баков с криогенным топливом.
Интересно много она весит, много ли весит намерзающий лёд.
На много ли дороже криогенные баки, проще или сложнее ЖРД.
Технология заправки и оборудование, понятно что сложнее.
А экология в большинстве случаев нет.
Да и УИ в о в основном выше.
Теплоизоляция на основе пенополиуретана низкой плотности с замкнутыми порами - плотность примерно 45 кг/куб.м. Толщина ТИ на блоке Ц была около 40 мм.
Это для водорода, а для кислорода и метана, вроде иногда вообще без теплоизоляции.
Цитата: Гусев_А от 14.06.2024 15:42:06Цитата: Дмитрий В. от 14.06.2024 12:52:02Цитата: Гусев_А от 13.06.2024 10:10:57В теме часто упоминали о теплоизоляции баков с криогенным топливом.
Интересно много она весит, много ли весит намерзающий лёд.
На много ли дороже криогенные баки, проще или сложнее ЖРД.
Технология заправки и оборудование, понятно что сложнее.
А экология в большинстве случаев нет.
Да и УИ в о в основном выше.
Теплоизоляция на основе пенополиуретана низкой плотности с замкнутыми порами - плотность примерно 45 кг/куб.м. Толщина ТИ на блоке Ц была около 40 мм.
Это для водорода, а для кислорода и метана, вроде иногда вообще без теплоизоляции.
На блоке Ц теплоизолировались оба бака - и О, и Г. Впрочем, как и на ВТБ шаттла.
Цитата: pkl от 13.06.2024 23:11:56Цитата: amster от 12.06.2024 15:19:43Интерес к одноступу связан с иллюзией, что он может быть дешевле многоступов.
Но поскольку одноступ даже в теории возможен только на водороде,
то он в любом случае будет дороже углеводородного многоступа.
Соответствено - одноступ не имеет смысла.
Если появится нетоксичное неприхотливое топливо с УИ = 500 и больше - одноступ станет отличным решением.
Я предложил своё решение - за счёт некриогенной и плотной пары керосин-перекись уменьшить сухой вес ракеты.
Фокус в том, что снижение сухого веса не компенсирует понижения УИ некриогенной пары. Лет 5 назад я участвовал в составлении одного отчёта по одноступам. Так вот, начиная с некоторого значения стартовой массы водородный односту становитсся не только сильно легче по стартовой массе (при равной Мпн) чем двухтопливный, но ещё и может иметь меньшую сухую массу.
Как-то скучно тут мечтают.
Нет чтобы гурколет вспомнить.
Или химическими многоразовыми супертяжами вывести на орбиту первые 100 ГВт мощности СКЭС - а дальше выводить ПН лазерным термическим двигателем с УИ 2000 с, направляя лучи с орбиты.
Пусковая петля, кстати, пригодна для разгона ПН при необходимости до 15-20 км/с - ведь с такой скоростью движется ее ротор.
А если с лазерами перейти на фотонный привод (для чего нужна всего лишь петаваттная мощность) - то можно будет до Марса всего за пару суток добираться, с постоянным ускорением в 1 g в течении всего полета. Максималка при этом будет порядка 1000 км/с.
Цитата: fagot от 14.06.2024 03:26:10Цитата: pkl от 13.06.2024 23:08:44А представьте, насколько упростится эксплуатация ракет-носителей, если они будут одноступенчатыми! Ммммм.... ::) 8) :)
И насколько же?
Намного.
Цитата: Дем от 14.06.2024 10:44:06Цитата: pkl от 13.06.2024 23:08:44А представьте, насколько упростится эксплуатация ракет-носителей, если они будут одноступенчатыми!
По сравнению с тем же старшипом - особой разницы не вижу, ну два обьекта а не один. Но зато из простой нержавейки и наполненный простым топливом.
+ мехазилла для ловли и сборки.
Цитата: pkl от 14.06.2024 23:03:51Цитата: fagot от 14.06.2024 03:26:10Цитата: pkl от 13.06.2024 23:08:44А представьте, насколько упростится эксплуатация ракет-носителей, если они будут одноступенчатыми! Ммммм.... ::) 8) :)
И насколько же?
Намного.
Первая ступень обычно стоит дороже второй. На Фалконе - примерно вдвое дороже. Так что объединив ступени, не получим особо радикального удешевления. А вот ПН упадет в несколько раз.
Я не принципиальный противник снижения мю ПН - у моих любимых вытеснительных ракет она тоже низкая. Но там ведь зато чрезвычайно простые ступени, чего у одноступа быть не может.
Цитата: Дмитрий В. от 14.06.2024 20:54:53Фокус в том, что снижение сухого веса не компенсирует понижения УИ некриогенной пары.
Вот это я и хотел узнать. Спасибо. Значит, идея в мусорку. :( Жаль.
ЦитироватьЛет 5 назад я участвовал в составлении одного отчёта по одноступам. Так вот, начиная с некоторого значения стартовой массы водородный одноступ становитсся не только сильно легче по стартовой массе (при равной Мпн) чем двухтопливный, но ещё и может иметь меньшую сухую массу.
Не понял, речь об одноступе с трёхкомпонентным ЖРД типа РД-701?
Цитата: Шестопер239 от 14.06.2024 23:00:40Как-то скучно тут мечтают.
Средства выведения - это просто транспорт, только и всего. Он должен быть скучным.
Цитата: Шестопер239 от 14.06.2024 23:14:59Первая ступень обычно стоит дороже второй. На Фалконе - примерно вдвое дороже. Так что объединив ступени, не получим особо радикального удешевления. А вот ПН упадет в несколько раз.
Я не принципиальный противник снижения мю ПН - у моих любимых вытеснительных ракет она тоже низкая. Но там ведь зато чрезвычайно простые ступени, чего у одноступа быть не может.
Идея была в том, чтобы сэкономить на операциях по сборке. Ракета, построенная по принципу: выкатил -> заправил -> запустил, сборку ступеней исключаем. Но, как мне сейчас объяснили, моя идея не имеет никаких преимущества и вообще её реализация сомнительна. Можно рассмотреть вопрос снижения стоимости запуска за счёт уменьшения одноразовой второй ступени и увеличения многоразовой первой, здесь такую идею уже подавали. Но это надо заводить другую тему.
Цитата: pkl от 14.06.2024 23:37:45Можно рассмотреть вопрос снижения стоимости запуска за счёт уменьшения одноразовой второй ступени и увеличения многоразовой первой
Если следовать концепции ф9 - придется увеличивать reentry burn либо защищать\усиливать 1ст.
Это скорее приведет к удорожанию, чем к удешевлению.
Цитата: pkl от 14.06.2024 23:33:12Цитата: Дмитрий В. от 14.06.2024 20:54:53Фокус в том, что снижение сухого веса не компенсирует понижения УИ некриогенной пары.
Вот это я и хотел узнать. Спасибо. Значит, идея в мусорку. :( Жаль.
ЦитироватьЛет 5 назад я участвовал в составлении одного отчёта по одноступам. Так вот, начиная с некоторого значения стартовой массы водородный одноступ становитсся не только сильно легче по стартовой массе (при равной Мпн) чем двухтопливный, но ещё и может иметь меньшую сухую массу.
Не понял, речь об одноступе с трёхкомпонентным ЖРД типа РД-701?
Да, что-то вроде него. Но, и конечно, многое зависит от конструктивного совершенства топливных отсеков. У современных криогенных топливных отсеков весовое совершенство (отношение конечной массы топливного отсека с учётом остатков к массе РЗТ) составляет примерно 0,04...0,045.И может быть улучшено за счёт новых материалов и технологий примерно до 0,032...0,035. При таком весовом совершенстве (а оно характерно для дстаточно больших ракет среднего и тяжёлого класса) заниматься двухтопливными концепциями смысла нет по техническим причинам, а в лёгком классе - по экономическим.
Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 10:31:32У современных криогенных топливных отсеков весовое совершенство (отношение конечной массы топливного отсека с учётом остатков к массе РЗТ) составляет примерно 0,04...0,045
НЯП, только верхних ступеней?
Цитата: vlad7308 от 15.06.2024 12:26:19Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 10:31:32У современных криогенных топливных отсеков весовое совершенство (отношение конечной массы топливного отсека с учётом остатков к массе РЗТ) составляет примерно 0,04...0,045
НЯП, только верхних ступеней?
Ну, как сказать... Можно ли Блок Ц, ЦБ SLS или ВТБ шаттла отнести к верхним ступеням? Наверное, да.
Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 13:10:07Блок Ц
А Вы для прикола, не пробовали оценить, сколько он мог вывести в одиночку, как одноступ?
С оптимальной заправкой - может даже уменьшеной.
Или с дополнительными движками РД-0120 при полной заправке.
Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 13:10:07ВТБ шаттла
помнится втб выходит на орбиту поболее чем старшип
Цитата: amster от 15.06.2024 13:46:19С оптимальной заправкой - может даже уменьшеной.
Или с дополнительными движками РД-0120 при полной заправке.
Уменьшать заправку обязательно придется - тяга на старте всего 591 тонна.
Масса блока в конце работы двигателей - 78 тонн.
На пределе сам себя выведет, и то не факт (зависит от высоты орбиты и точки старта).
ПН - максимум порядка тонн 5-7.
Цитата: pkl от 14.06.2024 23:05:39+ мехазилла для ловли и сборки.
Это уже технология посадки. Ничто не мешает ловить одноступ мехазиллой или сажать двуступ на ножки.
Вспомним проект спасаемой верхней ступени Ф9
Цитата: Шестопер239 от 14.06.2024 23:14:59Первая ступень обычно стоит дороже второй. На Фалконе - примерно вдвое дороже. Так что объединив ступени, не получим особо радикального удешевления. А вот ПН упадет в несколько раз.
Угу, дороже вдвое, а тяжелее в 5-10 раз.
Если же мы всю массу делаем по цене верхней ступени, это наоборот дороже получится
Цитата: amster от 15.06.2024 13:46:19Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 13:10:07Блок Ц
А Вы для прикола, не пробовали оценить, сколько он мог вывести в одиночку, как одноступ?
С оптимальной заправкой - может даже уменьшеной.
Или с дополнительными движками РД-0120 при полной заправке.
Пробовал. Простое уменьшение заправки бессмысленно без укорочения баков. Либо, напротив, надо увеличивать кол-во ЖРД (с 4 до 8, например). 17...27 т при Мст 800...900 т, т.е. около 2,3...3,0% мю пг. Если бы на Блоке Ц были бы ЖРД получше, а не такие дубовые, как 11Д122, то можно было бы получить Мпг и под 40 т.
Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 19:27:13Если бы на Блоке Ц были бы ЖРД получше, а не такие дубовые, как 11Д122,
Получше - это с выдвижным сопловым насадком, выдвижным центральным телом в КС и с глубоким дросселированием. То есть те еще часы с кукушкой.
И чтобы скомпоновать набор таких двигателей больше 4 и с насадками, корма должна быть пошире, чем у блока Ц - придется полностью переделывать в короткий толстый конус, и днища баков совмещать.
Цитата: Шестопер239 от 15.06.2024 19:43:02Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 19:27:13Если бы на Блоке Ц были бы ЖРД получше, а не такие дубовые, как 11Д122,
Получше - это с выдвижным сопловым насадком, выдвижным центральным телом в КС и с глубоким дросселированием. То есть те еще часы с кукушкой.
И чтобы скомпоновать набор таких двигателей больше 4 и с насадками, корма должна быть пошире, чем у блока Ц - придется полностью переделывать в короткий толстый конус, и днища баков совмещать.
Получше, это значит, получше. Для этого ВСН не нужен, как не нужно и глубокое дросселирование (оно портит УИ). Двигатель уровня предложений КБХА для МАКСа и Хотола пустотный УИ порядка 460 с и удельная масса около 13...14 кг/тс
Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 20:28:23как не нужно и глубокое дросселирование (оно портит УИ)
Чтобы дросселирование не портило УИ - нужно выдвижное тело в КС для уменьшения площади критики.
Цитата: vlad7308 от 15.06.2024 00:16:45Цитата: pkl от 14.06.2024 23:37:45Можно рассмотреть вопрос снижения стоимости запуска за счёт уменьшения одноразовой второй ступени и увеличения многоразовой первой
Если следовать концепции ф9 - придется увеличивать reentry burn либо защищать\усиливать 1ст.
Это скорее приведет к удорожанию, чем к удешевлению.
Решил завести новую тему и ответить в ней:
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=24063.0
Цитата: Дем от 15.06.2024 19:04:40Цитата: pkl от 14.06.2024 23:05:39+ мехазилла для ловли и сборки.
Это уже технология посадки. Ничто не мешает ловить одноступ мехазиллой или сажать двуступ на ножки.
Это в любом случае получается уже совсем не то, что мы обсуждаем здесь. :(
Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 20:28:23Получше, это значит, получше. Для этого ВСН не нужен, как не нужно и глубокое дросселирование (оно портит УИ). Двигатель уровня предложений КБХА для МАКСа и Хотола пустотный УИ порядка 460 с и удельная масса около 13...14 кг/тс
Это кстати тот самый РД-701(704)Трёхкомпонентный,что близко к предложенной"четвёрке". И самое то для ССТО.
Но есть одно "НО" Это РД для воздушного старта.
Цитата: Дедан от 17.06.2024 00:17:53Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 20:28:23Получше, это значит, получше. Для этого ВСН не нужен, как не нужно и глубокое дросселирование (оно портит УИ). Двигатель уровня предложений КБХА для МАКСа и Хотола пустотный УИ порядка 460 с и удельная масса около 13...14 кг/тс
Это кстати тот самый РД-701(704)Трёхкомпонентный,что близко к предложенной"четвёрке". И самое то для ССТО.
Но есть одно "НО" Это РД для воздушного старта.
До 3-хкомпонентного РД-701 был чистый водородник от КБХА на 90 тс.
Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 20:28:23Двигатель уровня предложений КБХА для МАКСа и Хотола пустотный УИ порядка 460 с
А такой двигатель сможет работать на уровне моря?
Цитата: Дедан от 17.06.2024 00:17:53Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 20:28:23Получше, это значит, получше. Для этого ВСН не нужен, как не нужно и глубокое дросселирование (оно портит УИ). Двигатель уровня предложений КБХА для МАКСа и Хотола пустотный УИ порядка 460 с и удельная масса около 13...14 кг/тс
Это кстати тот самый РД-701(704)Трёхкомпонентный,что близко к предложенной"четвёрке". И самое то для ССТО.
Но есть одно "НО" Это РД для воздушного старта.
Строго говоря, я предлагал для одноступенчатой ракеты ДВА типа двухкомпонентных ЖРД: на кислороде-водороде и на керосине-перекиси водорода. Трёхкомпонентные двигатели мне никогда не нравились из-за своей сложности.
Цитата: vlad7308 от 17.06.2024 15:09:24Цитата: Дмитрий В. от 15.06.2024 20:28:23Двигатель уровня предложений КБХА для МАКСа и Хотола пустотный УИ порядка 460 с
А такой двигатель сможет работать на уровне моря?
Без соплового насадка - нет. Реалистичные параметры для "земного" ЖРД с фиксированным соплом: пустотный УИ=455-457, прземный 360-380 с. Но он будет и легче за счёт фиксированного сопла меньшего расширения.
Цитата: pkl от 17.06.2024 16:07:11Строго говоря, я предлагал для одноступенчатой ракеты ДВА типа двухкомпонентных ЖРД: на кислороде-водороде и на керосине-перекиси водорода. Трёхкомпонентные двигатели мне никогда не нравились из-за своей сложности.
КМК вы не тут копаете.Я тут на досуге глянул циклограмму полёта РН Союз.На 47 сек высота 5км и V-913 км\час.С учётом того,что где-то на 70 сек ЖРД дросселируют(всего 118 сек),выходит,что около половины топлива первой ступени тратится на этакий мизер.
Очередное "открытие" экспоненты. И ничего у Союза на 70 с не дросселируют.
Цитата: fagot от 18.06.2024 17:39:44Очередное "открытие" экспоненты. И ничего у Союза на 70 с не дросселируют.
А с какого рожна ускорение вдруг уменьшается? Масса-то уменьшается,должно расти до отключения РД.
Енто никак не открытие,енто предложение ка-кто её поправить. ;D Выигрыш-то весьма солидный может получиться. Поболе чем возня с четырьмя компонентами.
Где ускорение уменьшается? Второй шаг поправлятелей экспоненты - воздушный старт.
Цитата: Дедан от 18.06.2024 14:50:54КМК вы не тут копаете.Я тут на досуге глянул циклограмму полёта РН Союз.На 47 сек высота 5км и V-913 км\час.С учётом того,что где-то на 70 сек ЖРД дросселируют(всего 118 сек),выходит,что около половины топлива первой ступени тратится на этакий мизер.
Так я потому и предлагал стартовать на плотной паре керосин-перекись и только на высоте включать квЖРД.
Цитата: pkl от 13.06.2024 23:05:16Цитата: ТТоварищ от 12.06.2024 10:05:24Спасибо за ответ.
А если подходить к "одноступу" постепенно - уменьшая размер 2й ступени да минимально возможного .
Например - по идее высокий УИ РД-170 может позволить увеличить 1й ступень Союза-5 до гораздо больших размеров, и уменьшить 2ю ступень до размера позволяющему использование всего одного движка РД-0124, вместо 2х на текущей версии С5, с сохранением массы ПН(заодно и дешевле было бы).
Соотношение тяги 1й ступени ко второй, тогда было бы 25 к 1.
Думаю, начинать надо с двухступенчатого одноразового носителя. 1 ст. - керосин-перекись, 2 ст. - кислород-водород. Такой носитель позволит создать и отработать стартовый комплекс, все операции с топливом /производство, доставка, хранение, заправка и т.д./ и, самое главное, отработать двигатели и весовое совершенство баков. А по результатам можно будет уже сделать выводы, что у нас получается, одноступенчатый многоразовый носитель или двухступенчатый.
Перекись то зачем?
Все с ней давно наигрались, даже англичане с "ракетой-губной помадой".
Плюсов всего два - жидкость при Н.У. и высокая плотность(но не особо выше чем у того же ЖК).
Многочисленные жесткие минусы их на порядок перевешивают