В продолжение разговора:
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2652534
ЦитироватьЦитата: 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.
Я сейчас задумался о такой схеме:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/370997.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/370998.webp)
Большая многоразовая первая ступень, при этом крыло не обязательно должно быть неподвижным, как на картинках, возможно, его лучше сделать из углепастика и складным, как у Байкала и ускорителей Энергии-2 и сравнительно небольшой разгонный блок в грузовом отсеке. Вертикальный старт, в верхней части траектории выброс разгонного блока с полезной нагрузкой, затем вход в атмосферу, торможение, включение турбореактивных двигателей и возвращение на них в точку старта.
Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Это все было в теме\ах про АКС.
Зомби, hcube и тп.
Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Крыло не может помочь при выводе на орбиту - оно может только мешать.
И тем более при задаче:
Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Можно рассмотреть вопрос снижения стоимости запуска за счёт уменьшения одноразовой второй ступени и увеличения многоразовой первой
Помимо того что это очевидно, это многократно и доступно на нашем форуме обосновывалось.
Преимуществами воздушного старта ВС являются:
- скрытность запуска
- вариативность места запуска
но достигаются они существенным уменьшением удельной ПН и особыми требованиями к самой ПН,
что приводит к увеличению стоимости,
а поставленная вами задача была "..снижения стоимости запуска".
При "увеличении первой(крылатой) ступени", недостатки ВС кардинально увеличиваются,
а преимущества не усиливаются, так как достигаются они уже на дозвуке и в лучшем виде.
По названию темы:
" Насколько большой может быть многоразовая первая ступень?".
Ответ:
Чем она меньше, тем лучше.
У Ф9 вся эффективность достигается за счет очень хорошей 2й ступени:
- одноразовой, с высочайшим массовым совершенством, и предельным для открытых керосинок УИ,
достигнутым за счет огромного сопла - 3,3 метра в диаметре.
Именно одноразовая 2я ступень всю работу по сути и делает,
а пиарится "типа многоразовая" 1я ступень.
Соответственно, правильный путь - максимальное уменьшение пиарной "многоразовой" 1й ступени,
и увеличение одноразовой 2й ступени с максимальным её вылизыванием по УИ и массе.
В случае с Ф9, правильно было бы сделать новую большую 2ю ступень с вакуумным Раптором.
ПН увеличилась бы значительно.
Особенно на высокие орбиты с добавлением 3й ступени, например Гелиоса от Мюллера.
которую можно было бы назвать множеством способов:
- РБ - разгонный блок
- БДВ - блок довыведения
- АМ - запатентованный хитропопыми ангарщиками "агрегатный модуль"
Рапторов на бессмысленные испытания Звездолета угроблено две сотни.
Уже можно было бы произвести 200 запусков Рапторо-Фалконов( условно Ф9Р1)
Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Первая ступень может быть настолько большой, что всё ещё не требуются дорогие методы обеспечения её многоразовости.
Т.е. никакой ТЗП и углепластика, только люминь/сталь.
Ступень Ф9 слегка выше оптимума, ступень СШ вполне на нём.
Возвращение в точку старта крайне желательно, но вот метод... ВРД/ЖРД/баржа надо считать затраты.
Цитата: vlad7308 от 16.06.2024 02:27:52Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Это все было в теме\ах про АКС.
Зомби, hcube и тп.
Это было давно, когда ракеты были одноразовыми. К тому же я хочу не АКС, речь о крылатой возвращаемой ступени а-ля Байкал.
Цитата: amster от 16.06.2024 05:51:33Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Крыло не может помочь при выводе на орбиту - оно может только мешать.
Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
Цитата: pkl от 16.06.2024 21:12:46Цитата: vlad7308 от 16.06.2024 02:27:52Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Это все было в теме\ах про АКС.
Зомби, hcube и тп.
Это было давно, когда ракеты были одноразовыми. К тому же я хочу не АКС, речь о крылатой возвращаемой ступени а-ля Байкал.
зачем же в стартовом сообщении топика на фото сплошные АКС?
Цитата: pkl от 16.06.2024 21:14:30Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
вот так адепты акс вдруг увидели логику в байкале, а как над ним смеялись.
Цитата: vlad7308 от 16.06.2024 21:15:38Цитата: pkl от 16.06.2024 21:12:46Цитата: vlad7308 от 16.06.2024 02:27:52Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Это все было в теме\ах про АКС.
Зомби, hcube и тп.
Это было давно, когда ракеты были одноразовыми. К тому же я хочу не АКС, речь о крылатой возвращаемой ступени а-ля Байкал.
зачем же в стартовом сообщении топика на фото сплошные АКС?
Это всё, что я нашёл с размещением полезной нагрузки и второй ступени в грузовом отсеке первой. Есть ещё такая картинка:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371057.jpg)
Чисто ракетный аппарат, причём с планированием в точку старта, но вторая ступень расположена снаружи. Т.е. тоже не то.
Цитата: simple от 16.06.2024 21:18:16Цитата: pkl от 16.06.2024 21:14:30Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
вот так адепты акс вдруг увидели логику в байкале, а как над ним смеялись.
Байкал - это фигня: мало того, что его полезная нагрузка ещё меньше, чем у одноразовой Ангары, так ещё и обтекатель нужен для полезной нагрузки.
Если уж заново изобретать Байкал, то это должно быть что-то с двумя РД-171МВ, лёгким углепластиковым крылом и размещением полезной нагрузки вместе со второй ступенью в специальном отсеке. Вспомнил Венчур Стар со товарищи:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371058.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371059.jpg)
Если никакого водорода /только керосин/, никакого аэроспайка /только классические ЖРД/, никакой одноступенчатости... может, что-то и получится?
Как минимум 9 метров в диаметре и 80 метров длинной.
Цитата: pkl от 16.06.2024 21:26:43Если никакого водорода /только керосин/, никакого аэроспайка
ГПВРД :D
Ну а чо?ТЗП и крылышки все равно нужны для возврата на землю из космоса так что разгоняемся в атмосфере за счет атмосферного кислорода (минус +-около 80% массы топлива и соответственно баков) сначала на обычных потом на ГПВРД и в конце ченить на гидразине например для довывода\орбитальных маневров. :D
Вот это грааль, так грааль!Вот это бы была революция!А то старшип!Тьфу.Шатлл вид с боку.
А если серьезно нужна просто унификация движков первой и второй ступени как на фальконе или амур-спг (чтоб только соплом отличались).
Слетал движок 9 раз на первой ступени - на вторую его и в последний путь с вакуумным соплом.Все расходы на вторую ступень после 9 первых полетов это баки да обечайка, да так по мелочи - самое ценное движок и так в утиль...И ненадо никакой ТЗП лепить, чтобы спасти баки с обечайкой и отработавший свое движок."Почти" полная многоразовость без возврата второй ступени и связанных с этим возвратом проблем.Как временное решение пока строится космолет с ГПВРД. :D
Цитата: Водитель от 16.06.2024 22:07:10Как минимум 9 метров в диаметре и 80 метров длинной.
Буквально вчера, когда ложился спать, мне пришла в голову мысль: если эта ступень способна возвращаться в точку старта, используя раскладное крыло и турбореактивный двигатель, она же может сама себя транспортировать хоть на Восточный! Подумав ещё, я сообразил, что возвращаемая ступень может стартовать и из европейской части страны. Стартовый комплекс можно разместить, допустим, в заволжских степях.
Цитата: Кот Бегемот от 16.06.2024 22:27:41Цитата: pkl от 16.06.2024 21:26:43Если никакого водорода /только керосин/, никакого аэроспайка
ГПВРД :D
Только не ГПВРД! Ну их на фиг!
Цитата: pkl от 17.06.2024 16:20:24Подумав ещё, я сообразил, что возвращаемая ступень может стартовать и из европейской части страны.
в принципе да
при одном "но" - она должна возвращаться безукоризненно :)
над океаном все же как то спокойнее
Цитата: vlad7308 от 17.06.2024 17:30:55Цитата: pkl от 17.06.2024 16:20:24Подумав ещё, я сообразил, что возвращаемая ступень может стартовать и из европейской части страны.
в принципе да
при одном "но" - она должна возвращаться безукоризненно :)
над океаном все же как то спокойнее
Так я потому и предлагал Повольжье - там дальше на восток относительно малозаселённые территории, такая щель между республиками Поволжья и границей с Казахстаном:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371386.jpg)
При этом, если мы собираемся эксплуатировать ракет в темпе, близком к взлётам-посадка авиации нам не уйти от размещения стартовых площадок в освоенных регионах.
Вот тут даже лучше видно эту щель:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371387.jpg)
Собственно, потому ступень многоразовая и возвращается по-самолётному.
Давайте вернемся к теме!
Насколько большой может быть многоразовая первая ступень?
У Сатурн-5 первая ступень имела диаметр 10.5 м и длину 42 м. Стартовая масса - 2290 т
Сегодняшный СуперХеви - диаметр 9 М, длина - 71 м, стартовая масса - 3500 т
Изначально для ITS Маск предлагал диаметр 12 м, длина 77.5 м и масса примерно 7000 т. Полезный груз - 550 т в одноразовом варианте и 300 т в многоразовом.
Напомню - одноразовый Морской дракон из 60-ых - при диаметре в 23 м должен был иметь те же 550 т ПН
Кто дает больше !?
Цитата: pkl от 22.06.2024 00:32:17Цитата: vlad7308 от 17.06.2024 17:30:55Цитата: pkl от 17.06.2024 16:20:24Подумав ещё, я сообразил, что возвращаемая ступень может стартовать и из европейской части страны.
в принципе да
при одном "но" - она должна возвращаться безукоризненно :)
над океаном все же как то спокойнее
Так я потому и предлагал Повольжье - там дальше на восток относительно малозаселённые территории, такая щель между республиками Поволжья и границей с Казахстаном:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371386.jpg)
При этом, если мы собираемся эксплуатировать ракет в темпе, близком к взлётам-посадка авиации нам не уйти от размещения стартовых площадок в освоенных регионах.
Вот тут даже лучше видно эту щель:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371387.jpg)
Собственно, потому ступень многоразовая и возвращается по-самолётному.
Спасибо за карту.
Где-то предложил - Обсуждали из Самары негабаритные ракеты возить морем на Каспий - возник вопрос - Новый завод построили в Омске и на Каспий тпк просто не попадешь.
Так вот я предложил космодром рядом с Омском, а посадка первой ступени около Томска. Омск и Томск - расположены в одном речном бассейне. Перевозка ступени обратно в Омск по Оби до Ханты-Мансийска вверх и вниз по Иртышу до Омска. В таком случае НЕ НАДО! возвращаться на космодром.
Цитата: pkl от 16.06.2024 21:26:43(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/371059.jpg)
Если никакого водорода /только керосин/, никакого аэроспайка /только классические ЖРД/, никакой одноступенчатости... может, что-то и получится?
Путевой устойчивости не хватит.
Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51В продолжение разговора:
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2652534
ЦитироватьЦитата: 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.
Я сейчас задумался о такой схеме:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/370997.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/370998.webp)
Большая многоразовая первая ступень, при этом крыло не обязательно должно быть неподвижным, как на картинках, возможно, его лучше сделать из углепастика и складным, как у Байкала и ускорителей Энергии-2 и сравнительно небольшой разгонный блок в грузовом отсеке. Вертикальный старт, в верхней части траектории выброс разгонного блока с полезной нагрузкой, затем вход в атмосферу, торможение, включение турбореактивных двигателей и возвращение на них в точку старта.
То есть крылья, колесные шасси и турбореактивные движки идут мертвым грузом при вертикальном старте?
Не слишко ли дорогая цена для возврата?
А Вы в курсе, что именно так наивно и представляли первые космопланы в 1950х-1960х годах?
И что все эти концепции отвергли во время выбора схемы Спейс Шаттла?
И что значит "разгонный блок"?
Эвфемизм для 2й ступени?
Или эта дурында с крыльями должна лететь на орбиту и там запускать реальный РБ?
Цитата: Димитър от 22.06.2024 19:36:43Давайте вернемся к теме!
Насколько большой может быть многоразовая первая ступень?
У Сатурн-5 первая ступень имела диаметр 10.5 м и длину 42 м. Стартовая масса - 2290 т
Сегодняшный СуперХеви - диаметр 9 М, длина - 71 м, стартовая масса - 3500 т
Изначально для ITS Маск предлагал диаметр 12 м, длина 77.5 м и масса примерно 7000 т. Полезный груз - 550 т в одноразовом варианте и 300 т в многоразовом.
Напомню - одноразовый Морской дракон из 60-ых - при диаметре в 23 м должен был иметь те же 550 т ПН
Кто дает больше !?
Безос вроде дает. Говорят, что РН Нью Армстронг, которую он будет делать после Нью Гленна будет диаметром в 12 м - как изначальный ITS Маска.
https://www.reddit.com/r/BlueOrigin/comments/avkgvy/my_own_personal_concept_for_new_armstrong/?sort=old
Если у него изготовление НьюГленна заняло 20 лет, представляю сколько займет изготовление Армстронга.
Думаю этот проект уже можно похоронить.
Цитата: Dulevo от 26.06.2024 17:18:09Если у него изготовление НьюГленна заняло 20 лет, представляю сколько займет изготовление Армстронга.
Думаю этот проект уже можно похоронить.
Он его не делал 20 лет
Цитата: Дмитрий В. от 26.06.2024 18:31:48Цитата: Dulevo от 26.06.2024 17:18:09Если у него изготовление НьюГленна заняло 20 лет, представляю сколько займет изготовление Армстронга.
Думаю этот проект уже можно похоронить.
Он его не делал 20 лет
Думаю, всерьез можно говорить об Нью Армстронг только после того, как Нью Глен начнет выводить ПН на орбиту. Если Безос и вправду хочет строить поселения на Луне и в открытом космосе, ему Нью Армстронг нужен! А пока паралельно идут лунный лендер и Орбитальный риф...
Ксати Маск все увеличивает массу и ПН Старшипа. После Старшип-2 будет Старшип-3. Старшип/Суперхеви становится все длиннее. Может в будущем и СпейсХ вернется к диаметру в 12 м - какие-то наработки есть!
Цитата: Димитър от 27.06.2024 15:24:50Ксати Маск все увеличивает массу и ПН Старшипа. После Старшип-2 будет Старшип-3. Старшип/Суперхеви становится все длиннее. Может в будущем и СпейсХ вернется к диаметру в 12 м - какие-то наработки есть!
Перевес у него, рекурсивно падает до предела жесткости конструкции и тяги двигателей.
Для протокола:
первая ступень SLS: диаметр - 8.4 м, длина - 65 м, стартовая масса - примерно 1080 т - более два раза меньше, чем у Сатурн-5
Китайский CZ-9 похоже будет аналог Старшипа с диаметром 10.6 м. Общая длина ракеты 114 м а масса - порядка 4369 т. Первая многоразовая ступень с 30 двигателя на метане тягой в 200 тон каждый получается аналог СуперХеви.
Но в последнем времени китайцы каждый год меняют проект ракеты и что будет воплощено в металл и полетит наконец, пока не совсем ясно.
Цитата: pkl от 16.06.2024 21:14:30Цитата: amster от 16.06.2024 05:51:33Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Крыло не может помочь при выводе на орбиту - оно может только мешать.
Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
В который раз: удвоение массы конструкции в сравнении с бескрылой.
Цитата: telekast от 08.07.2024 22:59:37Цитата: pkl от 16.06.2024 21:14:30Цитата: amster от 16.06.2024 05:51:33Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Крыло не может помочь при выводе на орбиту - оно может только мешать.
Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
В который раз: удвоение массы конструкции в сравнении с бескрылой.
1) На сколько нужно умножить массу конструкции при переходе от алюминия к стали?
2) Если самолету отрезать шасси, то он безусловно станет легче. Но что-то, как то... Не ведутся!
Цитата: nonconvex от 09.07.2024 02:21:35Цитата: telekast от 08.07.2024 22:59:37Цитата: pkl от 16.06.2024 21:14:30Цитата: amster от 16.06.2024 05:51:33Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Крыло не может помочь при выводе на орбиту - оно может только мешать.
Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
В который раз: удвоение массы конструкции в сравнении с бескрылой.
1) На сколько нужно умножить массу конструкции при переходе от алюминия к стали?
2) Если самолету отрезать шасси, то он безусловно станет легче. Но что-то, как то... Не ведутся!
1) Если тупо копировать "1 в 1", то в 2,9 раза. И?
2) Точно? А Ф-9? А СХ/СШ? ;D
Цитата: telekast от 09.07.2024 02:30:02Цитата: nonconvex от 09.07.2024 02:21:35Цитата: telekast от 08.07.2024 22:59:37Цитата: pkl от 16.06.2024 21:14:30Цитата: amster от 16.06.2024 05:51:33Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Крыло не может помочь при выводе на орбиту - оно может только мешать.
Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
В который раз: удвоение массы конструкции в сравнении с бескрылой.
1) На сколько нужно умножить массу конструкции при переходе от алюминия к стали?
2) Если самолету отрезать шасси, то он безусловно станет легче. Но что-то, как то... Не ведутся!
1) Если тупо копировать "1 в 1", то в 2,9 раза. И?
2) Точно? А Ф-9? А СХ/СШ? ;D
1) Вот видите, утроение, хотя вас удвоние пугало.
2) Подпорки. Речь же шла о колесном шасси, чтобы мягко опустить пассажиров поближе к городу.
Цитата: Димитър от 08.07.2024 17:28:15Для протокола:
первая ступень SLS: диаметр - 8.4 м, длина - 65 м, стартовая масса - примерно 1080 т - более два раза меньше, чем у Сатурн-5
Неправда.
Вы привели данные только ЦБ, а 1я ступень СЛС это ЦБ + два ТТУ.
То есть 1я ступень СЛС гораздо больше и тяжелее, чем у Сатурн-5.
Цитата: nonconvex от 09.07.2024 02:52:32Цитата: telekast от 09.07.2024 02:30:02Цитата: nonconvex от 09.07.2024 02:21:35Цитата: telekast от 08.07.2024 22:59:37Цитата: pkl от 16.06.2024 21:14:30Цитата: amster от 16.06.2024 05:51:33Цитата: pkl от 16.06.2024 00:25:51Я сейчас задумался о такой схеме:
Крыло не может помочь при выводе на орбиту - оно может только мешать.
Разумеется. Поэтому старт должен быть вертикальным. Крыло необходимо для возвращения ступени в точку старта и не исключено, что оно должно быть складным.
В который раз: удвоение массы конструкции в сравнении с бескрылой.
1) На сколько нужно умножить массу конструкции при переходе от алюминия к стали?
2) Если самолету отрезать шасси, то он безусловно станет легче. Но что-то, как то... Не ведутся!
1) Если тупо копировать "1 в 1", то в 2,9 раза. И?
2) Точно? А Ф-9? А СХ/СШ? ;D
1) Вот видите, утроение, хотя вас удвоние пугало.
2) Подпорки. Речь же шла о колесном шасси, чтобы мягко опустить пассажиров поближе к городу.
1) Внимательнее читайте: "при копировании "1 в 1", те, скажем, при сохранении толщины стенки, например, обшивки. ТК сталь значительно прочнее люминя, то не втрое (на самом деле в 2,9 баюыло сказанно). Далекоооо не втрое. Доказанно авиацией и, уже, РКТ.
2) Мягче касания Ф-9 только пух. Вертикальную у ероплана на посадке гляньте в учебниках, "авиаконструктор". ;D
Цитата: telekast от 09.07.2024 03:27:531) Внимательнее читайте: "при копировании "1 в 1", те, скажем, при сохранении толщины стенки, например, обшивки. ТК сталь значительно прочнее люминя, то не втрое (на самом деле в 2,9 баюыло сказанно). Далекоооо не втрое. Доказанно авиацией и, уже, РКТ.
2) Мягче касания Ф-9 только пух. Вертикальную у ероплана на посадке гляньте в учебниках, "авиаконструктор". ;D
1) Это вы уже со своими выкладками разбирайтесь. Стальная в любом случае будет тяжелее.
2) F-9 вообще не в кассу, он пассажиров обратно не везет. Тренируйтесь, пассажир!
Цитата: nonconvex от 09.07.2024 03:41:59Цитата: telekast от 09.07.2024 03:27:531) Внимательнее читайте: "при копировании "1 в 1", те, скажем, при сохранении толщины стенки, например, обшивки. ТК сталь значительно прочнее люминя, то не втрое (на самом деле в 2,9 баюыло сказанно). Далекоооо не втрое. Доказанно авиацией и, уже, РКТ.
2) Мягче касания Ф-9 только пух. Вертикальную у ероплана на посадке гляньте в учебниках, "авиаконструктор". ;D
1) Это вы уже со своими выкладками разбирайтесь. Стальная в любом случае будет тяжелее.
2) F-9 вообще не в кассу, он пассажиров обратно не везет. Тренируйтесь, пассажир!
1) Да чё там, сразу из урана будет бескрылая. А крылатая токмо из люминя. ;D
2) Название топика перечитайте. ПЕПВАЯ ступень не возит и не приземляет пассажиров! Внезапно. Эх, "авиаконструктор"! В очередной раз облеламшись! Впрочем, как всегда. Может к окулисту? И к проктологу заодно. ;D ;D ;D
Цитата: telekast от 09.07.2024 04:15:191) Да чё там, сразу из крана будет бескрылая.
Из какого крана?
(2) Помнится, к нам в MIT, на кафедру аэронавтики (давно) пришел читать доклад лично И. Маск. И начал втирать, уверенно и нагло, что дескать самолету воздушные рули не нужны, это же лишний вес, что дескать достаточно УВТ. Ему из вежливости объяснять не стали, но через некоторое время он экспериментальным путем опроверг свой же тезис. Так на ф-9 появились аэродинамические поверхности.
Аккуратнее с физикой!
Цитата: telekast от 09.07.2024 04:15:19И к проктологу заодно
Похоже вы тоже экспериментатор.
Цитата: nonconvex от 09.07.2024 04:54:44Цитата: telekast от 09.07.2024 04:15:191) Да чё там, сразу из крана будет бескрылая.
Из какого крана?
(2) Помнится, к нам в MIT, на кафедру аэронавтики (давно) пришел читать доклад лично И. Маск. И начал втирать, уверенно и нагло, что дескать самолету воздушные рули не нужны, это же лишний вес, что дескать достаточно УВТ. Ему из вежливости объяснять не стали, но через некоторое время он экспериментальным путем опроверг свой же тезис. Так на ф-9 появились аэродинамические поверхности.
Аккуратнее с физикой!
Цитата: telekast от 09.07.2024 04:15:19И к проктологу заодно
Похоже вы тоже экспериментатор.
1) Очепятка(долбаная автозамена). И да, прочность стали минимум в те же три раза выше, чем у люминя. Потому из стали можно делать, и делают, изделия равной массы с люминиевыми при равной же прочности. А учитывая бОльшую термостойкость, жаропрочность стали, то и полегче порою. Единственно, что часто стальную деталь приходится делать толще необходимого по технологическим ограничениям. Но топик не тот случай. Когда в следующий раз пойдете в МИТовской библиотЭке вытряхивать урны, гляньте в справочник. ;D
2) Я, гляжу, название темы прочитать таки удосужились. Теперь к проктологу.
И да, летательных аппаратов, не имеющих рулевых поверхностей вагон. Дельтапланы, например. Як-32, Харриер на вертикальных взлете и посадке рулятся исключительно УВТ. Или струйная механизация/управление. Бритты лет несколько назад запустили беспилотник управляющийся отклонением вектора тяги и обдувом крыла воздухом отбираемым из компрессора ТРД. Вы после смены по помывке клозетов в МИТе загляните в аудиторию, поинтересуйтесь. И байки про "аферюгу Маска" не прекращайте постить. Забавно. ;D
Опять бан и опять за оскорбления оппонента.
Цитата: telekast от 09.07.2024 05:59:21Цитата: nonconvex от 09.07.2024 04:54:44Цитата: telekast от 09.07.2024 04:15:191) Да чё там, сразу из крана будет бескрылая.
Из какого крана?
(2) Помнится, к нам в MIT, на кафедру аэронавтики (давно) пришел читать доклад лично И. Маск. И начал втирать, уверенно и нагло, что дескать самолету воздушные рули не нужны, это же лишний вес, что дескать достаточно УВТ. Ему из вежливости объяснять не стали, но через некоторое время он экспериментальным путем опроверг свой же тезис. Так на ф-9 появились аэродинамические поверхности.
Аккуратнее с физикой!
Цитата: telekast от 09.07.2024 04:15:19И к проктологу заодно
Похоже вы тоже экспериментатор.
1) Очепятка(долбаная автозамена). И да, прочность стали минимум в те же три раза выше, чем у люминя. Потому из стали можно делать, и делают, изделия равной массы с люминиевыми при равной же прочности.
Нет, уважаемый, не делают. по причине меньшей жесткости стальных деталей. Вам пора отдохнуть.
Цитата: nonconvex от 09.07.2024 06:08:23Нет, уважаемый, не делают. по причине меньшей жесткости стальных деталей. Вам пора отдохнуть.
Люминь жёстче стали?! :o Какие новости! А шатуны в ДВС и не знают! Отдых нужен таки Вам. Срочно.
;D ;D ;D
Цитата: wisefilinn от 09.07.2024 03:18:33Вы привели данные только ЦБ, а 1я ступень СЛС это ЦБ + два ТТУ.
Вопрос определения. Можно так сказать, а можно сказать, что первая ступень - ТТУ, а ЦБ - вторая ступень.
Меня интересует какой максимально больщой единичный блок можно сделать. А пакет, конечно, всегда может быть больше.
Самый большой ступень в проекте Seadragon. 23м в диаметре 80 высотой. на керосине
Цитата: garg от 09.07.2024 13:22:27Самый большой ступень в проекте Seadragon. 23м в диаметре 80 высотой. на керосине
Совершенно верно! Но этот проект так и остался на бумаге, при это вряд ли было что-то больше аванпроекта.
Из тех, что летали и выводили ПН - самая большая ступень у Сатурн-5
Из тех, кто проходил ЛКИ - Суперхеви
Из тех, что находятся в разработке - пусть разберутся китацы с CZ-9 и Безос с Нью Армстронгом. Ну, и Маск со Старшип-3. Кто кого обойдет?
Кстати, на англоязычном форуме обсуждалась не возможность создания супепей еще больше, а НЕОБХОДИМОСТЬ в таких ступеней. Диаметр в 12 м ставили под вопрос, а диаметр в 18 м - некоторые утверждали, что вообще не понадобится.
Цитата: Димитър от 09.07.2024 16:04:18Кстати, на англоязычном форуме обсуждалась не возможность создания супепей еще больше, а НЕОБХОДИМОСТЬ в таких ступеней. Диаметр в 12 м ставили под вопрос, а диаметр в 18 м - некоторые утверждали, что вообще не понадобится.
Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему. Потому СХ можно, в ТЧ, взять из нержавейки, а Ф-9 нет. Здоровенные ступени нужны в перспективе полетов к той же Луне, чтобы однопуском запулить туда серьезную ПН.
Имху
Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему. Потому СХ можно, в ТЧ, взять из нержавейки, а Ф-9 нет.
И Ф9 можно, ну тяжелее будет. Но с другой стороны не нужно будет топливо на торможение, только на посадку - может так на так и выйдет.
Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Здоровенные ступени нужны в перспективе полетов к той же Луне, чтобы однопуском запулить туда серьезную ПН.
Так нет у нас настолько здоровой ПН даже в проектах. Даже нынешний СШ.v3 сколько там сотен тонн без посадки орбитального корабля на НОО закинет?
Цитата: Дем от 09.07.2024 20:28:58Так нет у нас настолько здоровой ПН даже в проектах. Даже нынешний СШ.v3 сколько там сотен тонн без посадки орбитального корабля на НОО закинет?
Нет здоровой ПН потому, что нет такого носителя. Нет такого носителя потому, что нет такой ПН. Замкнутый круг. Это очень хорошо видно на примере FH: появился носитель и заказчикам понадобилось несколько лет чтобы осознать все перспективы, которые факт его существования открывает перед ними.
СШ.v3 обещает 400 т на НОО в одноразовом варианте и вдвое меньше в многоразовом. Даже если все ограничится 150-200 т на НОО в одноразовом - это будет прорыв в космонавтике и достойным примером для подражания всем ракетоносителям.
Цитата: Veganin от 09.07.2024 20:40:58и достойным примером для подражания всем ракетоносителям.
Достойным примером тем, кто носится с ракетами?
Цитата: garg от 09.07.2024 13:22:27Самый большой ступень в проекте Seadragon. 23м в диаметре 80 высотой. на керосине
- ну на бумаге можно еще больше изобразить ;D
Цитата: nonconvex от 09.07.2024 20:50:38Цитата: Veganin от 09.07.2024 20:40:58и достойным примером для подражания всем ракетоносителям.
Достойным примером тем, кто носится с ракетами?
Ракетостроителям, конечно :)
Расчет эскизный тоже был. Так что это не просто изображение.
Цитата: Дем от 09.07.2024 20:28:58Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему. Потому СХ можно, в ТЧ, взять из нержавейки, а Ф-9 нет.
И Ф9 можно, ну тяжелее будет. Но с другой стороны не нужно будет топливо на торможение, только на посадку - может так на так и выйдет.
Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Здоровенные ступени нужны в перспективе полетов к той же Луне, чтобы однопуском запулить туда серьезную ПН.
Так нет у нас настолько здоровой ПН даже в проектах. Даже нынешний СШ.v3 сколько там сотен тонн без посадки орбитального корабля на НОО закинет?
Флакон и сейчас может без тормозного импульса на орбите садится. Сэкономленное топливо используется для доп разгона на, например, геостационар. Читал где-то.
Сейчас нет, в перспективе есть. Мегаорбиталка какая-нибудь, орбиталкаиоколо луны, станция на самой Луне. Смысл к ней летать вдвоем-троем, как в прошлом веке. Будет наращивание присутствия. А это потребует соответствующего носителя.
Имху
Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему.
Все неверно. Закон квадрата-куба работает в обратную сторону, таким образом, начиная с определенного объема ракета просто не сможет взлететь из-за того, что двигатели не смогут ее поднять. Курите уравнение существования летательного аппарата.
Цитата: telekast от 09.07.2024 21:37:05Флакон и сейчас может без тормозного импульса на орбите садится
Не может. Reentry burn нужен, иначе ступень развалится при входе в плотные слои атмосферы. Это ж всё изучалось, причём экспериментально.
СХ да, проектировался так, что должен обходиться без этого торможения.
Цитата: nonconvex от 09.07.2024 22:39:17Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему.
Все неверно. Закон квадрата-куба работает в обратную сторону, таким образом, начиная с определенного объема ракета просто не сможет взлететь из-за того, что двигатели не смогут ее поднять. Курите уравнение существования летательного аппарата.
Возможность поднять двигателем/двигателями закладывается на этапе постановки задачи.. Курите основы проектирования ЛА.
Цитата: Veganin от 09.07.2024 20:40:58Нет здоровой ПН потому, что нет такого носителя. Нет такого носителя потому, что нет такой ПН. Замкнутый круг
Так обьекты массой в сотни тонн или габаритами в 10+ метров более чем по одной оси и на Земле проблемно транспортируются, поэтому их как правило делают разборными.
Т.е. если без гигантомании - что реально может потребовать моногруза таких параметров?
Цитата: Veganin от 09.07.2024 20:40:58СШ.v3 обещает 400 т на НОО в одноразовом варианте и вдвое меньше в многоразовом. Даже если все ограничится 150-200 т на НОО в одноразовом
И это обещанная ПН, но в ряде случаев и сам корабль тоже ПН - т.е. до 500 тонн.
Цитата: telekast от 09.07.2024 21:37:05Сейчас нет, в перспективе есть. Мегаорбиталка какая-нибудь, орбиталка около луны, станция на самой Луне. Смысл к ней летать вдвоем-троем, как в прошлом веке. Будет наращивание присутствия. А это потребует соответствующего носителя.
Так почему именно одним кусочком-то? Неужели 300-400 тонн мало?
Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему. Потому СХ можно, в ТЧ, взять из нержавейки, а Ф-9 нет. Здоровенные ступени нужны в перспективе полетов к той же Луне, чтобы однопуском запулить туда серьезную ПН.
Имху
Да ладно, Атлас можно было делать, а Ф9 прямо нельзя. Просто есть еще технологичность и удобство эксплуатации.
Цитата: fagot от 10.07.2024 14:10:49Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему. Потому СХ можно, в ТЧ, взять из нержавейки, а Ф-9 нет. Здоровенные ступени нужны в перспективе полетов к той же Луне, чтобы однопуском запулить туда серьезную ПН.
Имху
Да ладно, Атлас можно было делать, а Ф9 прямо нельзя. Просто есть еще технологичность и удобство эксплуатации.
Я тут выше уже отвечал как-то. При равно прочности стальные стенки нужно делать втрое тоньше люминиевых. Будет масса та же. Даже чуть меньше можно. Но технологически сложнее, а значит дороже, да. При том, размер имеет значение, те бОльшую ступень ваять с заданной точностью проще, дешевле. Имху
Цитата: vlad7308 от 10.07.2024 01:33:12Цитата: telekast от 09.07.2024 21:37:05Флакон и сейчас может без тормозного импульса на орбите садится
Не может. Reentry burn нужен, иначе ступень развалится при входе в плотные слои атмосферы. Это ж всё изучалось, причём экспериментально.
СХ да, проектировался так, что должен обходиться без этого торможения.
Не помню где, ссылка погибла вместе с предыдущим смартфоном, как бы не у самих спейсов читал. Когда спорили про достоинства/недостатки крылатой и бескрылой ступеней. Можно по форуму пошарить, может и давал я тот урл.
Цитата: Дем от 10.07.2024 11:30:31Так почему именно одним кусочком-то?
Потому что улучшается соотношение массы к полезному объему, обитаемость лучше, можно насовать больше аппаратуры, надёжность выше и ТД.
Имху
Цитата: telekast от 10.07.2024 14:46:49Цитата: vlad7308 от 10.07.2024 01:33:12Цитата: telekast от 09.07.2024 21:37:05Флакон и сейчас может без тормозного импульса на орбите садится
Не может. Reentry burn нужен, иначе ступень развалится при входе в плотные слои атмосферы. Это ж всё изучалось, причём экспериментально.
СХ да, проектировался так, что должен обходиться без этого торможения.
Не помню где, ссылка погибла вместе с предыдущим смартфоном, как бы не у самих спейсов читал. Когда спорили про достоинства/недостатки крылатой и бескрылой ступеней. Можно по форуму пошарить, может и давал я тот урл.
зачем ссылки, если перед нами наблюдаемый факт - Ф9 делает reentry burn. Который обходится в значительную долю ПН.
С его дельтаВэ и профилем спейсХ долго экспериментировали, подбирая его так, чтобы добиться минимального расхода топлива при отсутствии повреждений бустера.
Цитата: telekast от 10.07.2024 14:20:35При равно прочности стальные стенки нужно делать втрое тоньше люминиевых. Будет масса та же. Даже чуть меньше можно. Но технологически сложнее, а значит дороже, да.
Не знаю как раньше, но сейчас "автомобильный" корпусной прокат - от 0.4мм
И его умеют уверенно сваривать итд.
Тут ради интереса посчитал:
Сталь X10CrMoVNb9, давление 10 атм
диаметр 9 метров - расчётная толщина стенки 6мм
диаметр 4м - 2.6мм
Цитата: telekast от 10.07.2024 14:54:27Потому что улучшается соотношение массы к полезному объему, обитаемость лучше, можно насовать больше аппаратуры, надёжность выше и ТД.
Так, но не совсем. Пусть центральный проход 2.5*2.5, оборудование толще 2 м вряд ли потребуется - так что в диаметр 9м вписываемся с избытком.
Надёжность наоборот - вероятность угробить всё единственной аварией.
Аппаратура будет висеть друг на друге и на стенках - с неизбежным ростом массы силовых конструкций необходимых исключительно на этапе выведения. Вспомнить хотя бы сколько тонн весил тот конический элемент на котором стоял Апполон и в котором был ЛМ - а ведь при двупуске его было совсем не надо.
Цитата: vlad7308 от 10.07.2024 16:41:29Цитата: telekast от 10.07.2024 14:46:49Цитата: vlad7308 от 10.07.2024 01:33:12Цитата: telekast от 09.07.2024 21:37:05Флакон и сейчас может без тормозного импульса на орбите садится
Не может. Reentry burn нужен, иначе ступень развалится при входе в плотные слои атмосферы. Это ж всё изучалось, причём экспериментально.
СХ да, проектировался так, что должен обходиться без этого торможения.
Не помню где, ссылка погибла вместе с предыдущим смартфоном, как бы не у самих спейсов читал. Когда спорили про достоинства/недостатки крылатой и бескрылой ступеней. Можно по форуму пошарить, может и давал я тот урл.
зачем ссылки, если перед нами наблюдаемый факт - Ф9 делает reentry burn. Который обходится в значительную долю ПН.
С его дельтаВэ и профилем спейсХ долго экспериментировали, подбирая его так, чтобы добиться минимального расхода топлива при отсутствии повреждений бустера.
Ссылка была на самих спейсов.
Фактов, подтверждающих использование такого профиля полета у меня нет, да я и не искал, удовлетворившись заявлениями масковцев. Можно попробовать "на косвенных прокачать", там приземление на баржу дальше в море раза в два от обычного.
Цитата: Дем от 10.07.2024 21:25:28Тут ради интереса посчитал:
Сталь X10CrMoVNb9, давление 10 атм
диаметр 9 метров - расчётная толщина стенки 6мм
диаметр 4м - 2.6мм
Хммм. Масса, принимая равную длину, вырастет в 5,1923 раза, а площадь сечения, а следовательно и объем, в 5,0622. Разница в 1,0257. ::)
Цитата: Дем от 10.07.2024 21:25:28Так, но не совсем. Пусть центральный проход 2.5*2.5, оборудование толще 2 м вряд ли потребуется - так что в диаметр 9м вписываемся с избытком.
Надёжность наоборот - вероятность угробить всё единственной аварией.
Аппаратура будет висеть друг на друге и на стенках - с неизбежным ростом массы силовых конструкций необходимых исключительно на этапе выведения. Вспомнить хотя бы сколько тонн весил тот конический элемент на котором стоял Апполон и в котором был ЛМ - а ведь при двупуске его было совсем не надо.
Ну, кроме оборудования по бортам можно делать отдельные, условно, "полноценные" каюты, я ж говорил про улучшение обитаемости.
Надёжность выше за счёт меньшего кол-ва сочленений, стыковочных узлов, разного рода кабель-/газо-/гидро- каналов, уплотнений и пр. Скорее в них начнет травить, чем в корпусе(дрель только в сейф нужно прятать). Меньше кол-во таких узлов, меньше вероятность отказа. Можно предусмотреть надувные переборки, при аварии отсекающие аварийный участок.
Рэки под аппаратуру могут быть и несущими, "шпангоутами", "стрингерами", тогда толщину стенок можно попробовать снизить.
Можно попробовать, в порядке полета фантазии, заполнить пространство между аппаратурой при старте "компаундом"- мягкими емкостями, "грелками, например, с водой(она все равно пригодится потом), попытаться превратить рэки с аппаратурой в "монолит"
Ну, и, как компромиссный, самый вероятный вариант- запускать в минимально рабочей "комплектации", а остальное довозить уже вместе с людьми, багажом.
Имху
ЗЫ. Хотя это уже не про первую ступень, вообще то, но так в качестве обоснования. )))
Цитата: telekast от 09.07.2024 17:29:09Цитата: Димитър от 09.07.2024 16:04:18Кстати, на англоязычном форуме обсуждалась не возможность создания супепей еще больше, а НЕОБХОДИМОСТЬ в таких ступеней. Диаметр в 12 м ставили под вопрос, а диаметр в 18 м - некоторые утверждали, что вообще не понадобится.
Чем больше ступень, тем лучше ее соотношение массы к объему. ...
В общем случае, это неверно.
Цитата: Дем от 10.07.2024 21:25:28Цитата: telekast от 10.07.2024 14:20:35При равно прочности стальные стенки нужно делать втрое тоньше люминиевых. Будет масса та же. Даже чуть меньше можно. Но технологически сложнее, а значит дороже, да.
Не знаю как раньше, но сейчас "автомобильный" корпусной прокат - от 0.4мм
И его умеют уверенно сваривать итд.
Тут ради интереса посчитал:
Сталь X10CrMoVNb9, давление 10 атм
диаметр 9 метров - расчётная толщина стенки 6мм
диаметр 4м - 2.6мм
Цитата: telekast от 10.07.2024 14:54:27Потому что улучшается соотношение массы к полезному объему, обитаемость лучше, можно насовать больше аппаратуры, надёжность выше и ТД.
Так, но не совсем. Пусть центральный проход 2.5*2.5, оборудование толще 2 м вряд ли потребуется - так что в диаметр 9м вписываемся с избытком.
Надёжность наоборот - вероятность угробить всё единственной аварией.
Аппаратура будет висеть друг на друге и на стенках - с неизбежным ростом массы силовых конструкций необходимых исключительно на этапе выведения. Вспомнить хотя бы сколько тонн весил тот конический элемент на котором стоял Апполон и в котором был ЛМ - а ведь при двупуске его было совсем не надо.
Тут есть один нюанс. Момент инерции. квадратично зависит от толщины материала. что сказывается на устойчивости оболочки. Таким образом, более толстая алюминиевая оболочка будет устойчивее равнопрочной но тонкой стальной. Дальше хуже - ребра жесткости, там такая же хрень.
Цитата: Дем от 09.07.2024 20:28:58Так нет у нас настолько здоровой ПН даже в проектах.
Каждый ГВт мощности СКЭС - это 5-10 тысяч тонн в различных проектах. Стэнфордский тор на 10 тысяч человек - 10 миллионов тонн.
Комплекс Неймана для Луны тоже будет не пушинкой. А когда он начнет работу - водород и углерод скорее всего придется ему привозить, на Луне их мало.
Цитата: nonconvex от 11.07.2024 01:09:10Тут есть один нюанс. Момент инерции. квадратично зависит от толщины материала. что сказывается на устойчивости оболочки. Таким образом, более толстая алюминиевая оболочка будет устойчивее равнопрочной но тонкой стальной. Дальше хуже - ребра жесткости, там такая же хрень.
При таких размерах - гладкую делают только когда держится за счёт наддува, но реально это только верхний бак получается.
В других всё равно надо вафлю или набор. Но набор - это отдельные расчёты, там геометрия может быть очень разной
Цитата: Дем от 11.07.2024 12:07:48Цитата: nonconvex от 11.07.2024 01:09:10Тут есть один нюанс. Момент инерции. квадратично зависит от толщины материала. что сказывается на устойчивости оболочки. Таким образом, более толстая алюминиевая оболочка будет устойчивее равнопрочной но тонкой стальной. Дальше хуже - ребра жесткости, там такая же хрень.
При таких размерах - гладкую делают только когда держится за счёт наддува, но реально это только верхний бак получается.
В других всё равно надо вафлю или набор. Но набор - это отдельные расчёты, там геометрия может быть очень разной
Хоть какая геометрия, хоть сякая, а момент инерции ребра считается одинаково. Выше/толще полка - устойчивее обечайка, но тяжелее.
Цитата: Дем от 11.07.2024 12:07:48Цитата: nonconvex от 11.07.2024 01:09:10Тут есть один нюанс. Момент инерции. квадратично зависит от толщины материала. что сказывается на устойчивости оболочки. Таким образом, более толстая алюминиевая оболочка будет устойчивее равнопрочной но тонкой стальной. Дальше хуже - ребра жесткости, там такая же хрень.
При таких размерах - гладкую делают только когда держится за счёт наддува, но реально это только верхний бак получается.
В других всё равно надо вафлю или набор. Но набор - это отдельные расчёты, там геометрия может быть очень разной
А, для сравнения, не прикидывали, как для стали, толщину люминя для тех же условий? А то найденные мной в инете калькуляторы показывают такое, что об люминии лучше вообще забыть
Цитата: Классик от 25.06.2024 17:09:13То есть крылья, колесные шасси и турбореактивные движки идут мертвым грузом при вертикальном старте?
Да.
ЦитироватьНе слишко ли дорогая цена для возврата?
Я рассчитываю сэкономить на полях падения и пусковом комплексе у чёрта на куличках.
ЦитироватьА Вы в курсе, что именно так наивно и представляли первые космопланы в 1950х-1960х годах?
Да. Собственно, я и предлагаю вернуться к тем идеям, только на современном технологическом уровне.
ЦитироватьИ что все эти концепции отвергли во время выбора схемы Спейс Шаттла?
Конечно.
ЦитироватьИ что значит "разгонный блок"?
Эвфемизм для 2й ступени?
Или эта дурында с крыльями должна лететь на орбиту и там запускать реальный РБ?
Да, речь о маленькой второй ступени, которая вместе с полезной нагрузкой будет размещаться в отсеке полезной нагрузки первой. Где-нибудь около апогея траектории створка отсека открывается как на картинках в начале темы и связка ПН + РБ выбрасывается наружу.
Цитата: telekast от 09.07.2024 05:59:21Цитата: nonconvex от 09.07.2024 04:54:44Помнится, к нам в MIT, на кафедру аэронавтики (давно) пришел читать доклад лично И. Маск. И начал втирать, уверенно и нагло, что дескать самолету воздушные рули не нужны, это же лишний вес, что дескать достаточно УВТ. Ему из вежливости объяснять не стали, но через некоторое время он экспериментальным путем опроверг свой же тезис.
~
Опять бан и опять за оскорбления оппонента.
Когда начнут банить за очередной бред, оскорблений резко поубавится.
Цитата: Шлангенциркуль от 12.07.2024 03:30:42Цитата: telekast от 09.07.2024 05:59:21Цитата: nonconvex от 09.07.2024 04:54:44Помнится, к нам в MIT, на кафедру аэронавтики (давно) пришел читать доклад лично И. Маск. И начал втирать, уверенно и нагло, что дескать самолету воздушные рули не нужны, это же лишний вес, что дескать достаточно УВТ. Ему из вежливости объяснять не стали, но через некоторое время он экспериментальным путем опроверг свой же тезис.
~
Опять бан и опять за оскорбления оппонента.
Когда начнут банить за очередной бред, оскорблений резко поубавится.
Извольте по пунктам.
Проще перечислить какие пункты мимо. Из используемых последнее время разве что "политика", но и та, судя по всему, к обсуждению касающегося Маска вообще не применима.
Да вы не стесняейтесь. Назвали бредом - продемонстрируйте где. В противном случае вы банально полезли в оскорбления.
Цитата: pkl от 12.07.2024 00:21:13Цитата: Классик от 25.06.2024 17:09:13То есть крылья, колесные шасси и турбореактивные движки идут мертвым грузом при вертикальном старте?
Да.
ЦитироватьНе слишко ли дорогая цена для возврата?
1)..Я рассчитываю сэкономить на полях падения и пусковом комплексе у чёрта на куличках.
ЦитироватьА Вы в курсе, что именно так наивно и представляли первые космопланы в 1950х-1960х годах?
2)..Да. Собственно, я и предлагаю вернуться к тем идеям, только на современном технологическом уровне.
ЦитироватьИ что все эти концепции отвергли во время выбора схемы Спейс Шаттла?
Конечно.
ЦитироватьИ что значит "разгонный блок"?
Эвфемизм для 2й ступени?
Или эта дурында с крыльями должна лететь на орбиту и там запускать реальный РБ?
3).. Да, речь о маленькой второй ступени, которая вместе с полезной нагрузкой будет размещаться в отсеке полезной нагрузки первой. Где-нибудь около апогея траектории створка отсека открывается как на картинках в начале темы и связка ПН + РБ выбрасывается наружу.
1) Для этого остаточно дозвукового самолета.
2) И как этот ваш "современный уровень" позволит решить очевидные фундаментальные проблемы космопланов? Нагрев, чудовищные паразитные массы и тд.
3) Что значит "маленькой ступени"? И зачем так много литературщины?
Просто напишите, приблизительно на какой скорости эта ваша "маленькая" должна отделяться.
Цитата: telekast от 11.07.2024 18:47:11А, для сравнения, не прикидывали, как для стали, толщину люминя для тех же условий? А то найденные мной в инете калькуляторы показывают такое, что об люминии лучше вообще забыть
Так формула простая - (давление * диаметр)/((2 * предел текучести) + давление) = толщина.
Для алюминия предел текучести - 250-500 мПа, в зависимости от сплава
Давление на донышке - ускорение*массу/площадь донышка + наддув.
Цитата: Классик от 12.07.2024 05:27:381) Для этого остаточно дозвукового самолета.
В смысле? Вы хотите первую ступень подвесить к самолёту?
Цитировать2) И как этот ваш "современный уровень" позволит решить очевидные фундаментальные проблемы космопланов? Нагрев, чудовищные паразитные массы и тд.
Например, углепластиковое крыло должно быть легче алюминиевого.
Цитировать3) Что значит "маленькой ступени"? И зачем так много литературщины?
Просто напишите, приблизительно на какой скорости эта ваша "маленькая" должна отделяться.
То и значит, что она будет небольшой. 5 - 6 км/с я думаю.
Цитата: pkl от 13.07.2024 00:23:01Например, углепластиковое
И ГПВРД. :)
Цитата: pkl от 13.07.2024 00:23:01Например, углепластиковое крыло должно быть легче алюминиевого.
Возьмём, к примеру, УРМ-1 от Ангары, сухая масса 10,48 т. https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%B0%D1%80%D0%B0_(%D1%81%D0%B5%D0%BC%D0%B5%D0%B9%D1%81%D1%82%D0%B2%D0%BE_%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82-%D0%BD%D0%BE%D1%81%D0%B8%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%B5%D0%B9)
И созданную на его основе крылатую первую ступень "Байкал", сухая масса 17,8 т. https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%91%D0%B0%D0%B9%D0%BA%D0%B0%D0%BB-%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%B0%D1%80%D0%B0
Рост массы конструкции в 1,7 раза. При том, что для "Байкала" указанны расчетные, макетные данные, которые с большой долей вероятности будут хуже на реально летающей ступени. Как раз рост массы конструкции где-то вдвое и будет по итогу. Плюс повышенное сопротивление на взлете. Во сколько дополнительных тонн топлива это выльется?
Цитата: telekast от 13.07.2024 01:59:44И созданную на его основе крылатую первую ступень "Байкал", сухая масса 17,8 т.
Там ниже по вашей же ссылке есть табличка.Одноразовая ангара имеет грузоподъемность на НОО около 24т, с байкалом 18,4т.
Для сравнения фалькон в одноразовом варианте 22т в многоразовом 17.5т.Итого фалькон с возвращаемой ступенью выводит около 79% ПН от массы одноразовой, с байкалом 76% ПН от массы однроразовой.Разница всего на 3 процента, зато ступень возвращается на космодром :) и никаких площадок в тайге и строительста дорог к ним.
ПМСМ крылатая ступень для наших условий выглядит предпочтительней то, что она дороже и сложнее при 50 полетах перестает играть значение к тому же экономится ресурс двигателя в 2 раза на этой ступени (отстутствие лэндинг берн) :)
Цитата: telekast от 13.07.2024 01:59:44которые с большой долей вероятности будут хуже на реально летающей ступени
Хайли-лайкли в чистом виде.
Можно предположить и обратное: "с высокой долей вероятности ступень еще доработают и показатели будут лучше".
Это как говорится стакан на половину пуст или на половину полон...
Цитата: pkl от 13.07.2024 00:23:01Цитироватьросто напишите, приблизительно на какой скорости эта ваша "маленькая" должна отделяться.
5 - 6 км/с я думаю.
Проблема в том, что будет либо неприемлемо высокий апогей первой ступени, либо большие аэродинамические потери.
Цитата: Кот Бегемот от 13.07.2024 14:38:29Там ниже по вашей же ссылке есть табличка.Одноразовая ангара имеет грузоподъемность на НОО около 24т, с байкалом 18,4т.
Для сравнения фалькон в одноразовом варианте 22т в многоразовом 17.5т.Итого фалькон с возвращаемой ступенью выводит около 79% ПН от массы одноразовой, с байкалом 76% ПН от массы однроразовой.Разница всего на 3 процента, зато ступень возвращается на космодром :) и никаких площадок в тайге и строительста дорог к ним.
Грузоподьёмность А5В - 35 тонн, так что всего 52% - потеряли половину ПН. И центральный блок расходуемый.
В принципе у FX с возвратом боковых ступеней к месту старта похожий результат - 60%
Но вот техническая сложность гораздо меньше
Из темы про СпейсХ:
Маск: Хотим довести тягу Раптора до 330-335 тонн. Тяга на старте 10 000 тонн. Примерно в три раза больше, чем Сатурн-5. В долгосрочной перспективе можно вывести на орбиту 400 тонн одноразового использования.
Цитата: Димитър от 14.07.2024 12:01:12Из темы про СпейсХ:
Маск: Хотим довести тягу Раптора до 330-335 тонн. Тяга на старте 10 000 тонн. Примерно в три раза больше, чем Сатурн-5. В долгосрочной перспективе можно вывести на орбиту 400 тонн одноразового использования.
Борьба квадрата с кубом продолжается Надо бы количество движков увеличить, да не влезают они в торец.
Цитата: Кот Бегемот от 13.07.2024 14:38:29Цитата: telekast от 13.07.2024 01:59:44И созданную на его основе крылатую первую ступень "Байкал", сухая масса 17,8 т.
Там ниже по вашей же ссылке есть табличка.Одноразовая ангара имеет грузоподъемность на НОО около 24т, с байкалом 18,4т.
Для сравнения фалькон в одноразовом варианте 22т в многоразовом 17.5т.Итого фалькон с возвращаемой ступенью выводит около 79% ПН от массы одноразовой, с байкалом 76% ПН от массы однроразовой.Разница всего на 3 процента, зато ступень возвращается на космодром :) и никаких площадок в тайге и строительста дорог к ним.
ПМСМ крылатая ступень для наших условий выглядит предпочтительней то, что она дороже и сложнее при 50 полетах перестает играть значение к тому же экономится ресурс двигателя в 2 раза на этой ступени (отстутствие лэндинг берн) :)
Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь. https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=33090;type=preview;file
Взяв оттуда цифры по первой ступени Ф9 имеем:
- одноразовая, неспасаемая ступень имеет массу конструкции 23,5т.
- доп оборудование для спасения -3,05т. Итого возвращаемая ступень имеет массу конструкции 26,55т.
Рост в 1,13 раза, +13%
Для возврата в точку старта требуется 30т топлива, или 113% от массы конструкции.
Применяем эти соотношения к рассматриваемой первой ступени Ангары:
При исходной массе конструкции УРМ-1 в 10,48т. масса спасаемой ракетной получается 11,48 * 1,13 = 11,8424т.
Масса топлива для возврата и посадки в точке старта 11,8424 * 1,13 = 13,381912т.
Общая масса 25,224312т.
Теперь посмотрим, что с "Байкалом":
Сухая масса 17,8т. Плюс топливо на возврат 5т.(с учётом аэронавигационного запаса: ветер, маневры, заход на посадку, возможность уйти на второй круг, етц)
Итого 22,8т
Соотношение полных масс 25,224312 / 22,8 = 1,10632947. Менее 11%.
Учитывая, что сравниваются массы реально летающей ступени с расчётными/макетными, которые заведомо лучше воплощённых в железе, можно вполне уверенно утверждать, что крылатая ступень в лучшем случае будет равноценна ракетной. Учитывая бОльшую стоимость, сложность и тд крылатая ступень бесперспективна.
Имху
Цитата: Кот Бегемот от 13.07.2024 14:46:08Цитата: telekast от 13.07.2024 01:59:44которые с большой долей вероятности будут хуже на реально летающей ступени
Хайли-лайкли в чистом виде.
Можно предположить и обратное: "с высокой долей вероятности ступень еще доработают и показатели будут лучше".
Это как говорится стакан на половину пуст или на половину полон...
"...Самолет проходит скоростные испытания, причем максимальная скорость оказывается на 5 миль в час выше ожидаемой конструктором, но на 5 миль в час ниже той, которую он указал в предварительных технических условиях. Эта скорость на 10 миль в час больше той, которую ожидал получить инженер-расчетчик, и на 10 миль в час меньше той, которую он обещал президенту фирмы. Она на 15 миль в час больше ожидаемой управляющим торговым отделом и на 15 миль в час меньше указанной им в предварительной рекламе.
Именно эту скорость и ожидал получить президент фирмы, хорошо знающий свои предприятия."(с)Предисловие из книги К. Вуда "Проектирование самолетов" (русский перевод издан в 1940 г.)
Цитата: Дем от 14.07.2024 01:15:58Грузоподьёмность А5В - 35 тонн, так что всего 52% - потеряли половину ПН.
В - возвращаемая в той табличке по ссылке telecast'a, а не водородная
Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция.
Я сослался на то же, на что и вы дальше простейшая математика.Как говорится, за что купил, за то и продаю.
Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Плюс топливо на возврат 5т.
Масса топлива для возврата согласно буран ру 2.9т и по вашей же ссылке она так же указана как 2.9т
http://www.buran.ru/htm/strbaik.htm (http://www.buran.ru/htm/strbaik.htm)
Цитата: Дем от 14.07.2024 01:15:58И центральный блок расходуемый.
ЦБ у ангары вторая ступень.У фалькона вторая ступень тоже расходуемая.
Цитата: Дем от 14.07.2024 01:15:58Но вот техническая сложность гораздо меньше
Изготовить ступень нужно один раз.А вот таскать из тайги нужно после каждого полета.
И ресурс маршевого двигателя расходуется меньше так как нет лэндинг берна.
Но двигатели нужны другие.рд-0162 например.
Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Учитывая, что сравниваются массы реально летающей ступени с расчётными/макетными, которые заведомо лучше воплощённых в железе, можно вполне уверенно утверждать, что крылатая ступень в лучшем случае будет равноценна ракетной
Натягивание совы на глобус.
Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Соотношение полных масс 25,224312 / 22,8 = 1,10632947. Менее 11%.
2.9 т на возврат получаем 25.22 / 20.7 = 21%
Хотя и 11% - это тоже результат!
Цитата: nonconvex от 14.07.2024 13:13:29Борьба квадрата с кубом продолжается Надо бы количество движков увеличить, да не влезают они в торец.
Влезут. Просто ракета будет более толстой без существенного увеличения длины ступени. И нет закона квадрата-куба.
Придется возвращаться к диаметру в 12 м ? Но это проблем Маска, пусть и решает.
Цитата: Кот Бегемот от 14.07.2024 14:27:13Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Плюс топливо на возврат 5т.
Масса топлива для возврата согласно буран ру 2.9т и по вашей же ссылке она так же указана как 2.9т
http://www.buran.ru/htm/strbaik.htm (http://www.buran.ru/htm/strbaik.htm)
С чего бы? Планировался РД-33 https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%94-33
Тяга максимальная бесфорсажная - 5040 кГс.
Удельный расход на этой тяге - 0,77 кГс/(кг*ч)
На час работы/полета - 3880,8 кг.
На крейсере будет примерно 90% тяги, но удельный расход при этом вырастет, те часовой массовый расход топлива считай не изменится(такая особенность у ГТД есть). По заявленной дальности полета и крейсеру у Байкала как раз получается час примерно. Плюс, как писал, маневрирование, заход, и запас на всякий случай. Вот под 5 т и набежит.
Имху
Цитата: Кот Бегемот от 14.07.2024 14:52:33Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Учитывая, что сравниваются массы реально летающей ступени с расчётными/макетными, которые заведомо лучше воплощённых в железе, можно вполне уверенно утверждать, что крылатая ступень в лучшем случае будет равноценна ракетной
Натягивание совы на глобус.
Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Соотношение полных масс 25,224312 / 22,8 = 1,10632947. Менее 11%.
2.9 т на возврат получаем 25.22 / 20.7 = 21%
Хотя и 11% - это тоже результат!
Кто бы говорил.
Не будет там 2,9 т. Будет 5т.
И 11% не будет. А лучшем случае - паритет. Потому что 11% дают ПРОЕКТНЫЕ данные, которые чуть больше, чем никогда, не совпадают с реальными, воплощёнными в железяке.
Имху
Цитата: telekast от 14.07.2024 17:55:59По заявленной дальности полета и крейсеру у Байкала как раз получается час примерно.
Не факт, что все время полета двигатель будет работать на 90% мощности.
Цитата: telekast от 14.07.2024 18:00:02Не будет там 2,9 т. Будет 5т.
В таблице на которую вы ссылаетесь русским по белому написано 2.9т топлива на возврат
Сколько будет работать двигатель и в каких режимах - неизвестно.В таблице есть конкретная цифра, а все остальное
ваши домыслы.
Цитата: telekast от 14.07.2024 18:00:02И 11% не будет. А лучшем случае - паритет. Потому что 11% дают ПРОЕКТНЫЕ данные, которые чуть больше, чем никогда, не совпадают с реальными, воплощёнными в железяке.
Порвете сову. :)
11% не будет.Простейшие расчеты дают 21% разницы в базовом случае (согласно таблице).Это весьма весомая цифра.
В худшем случае разница будет немного меньше 21%
Может будет хуже, а может будет ЛУЧШЕ.Это и есть натягивание бедной совы на глобус.
Даже в худшем случае при возврате к месту старта выигрыш за самолетной ступенью.
Все что есть - эти циферки вот на них и стоит опираться.Без попытки улучшить или ухудшить их.
сначала вы даете ссылку на таблицу, потом говорите, что данные там фигня притянутая за уши.
И начинаете спорить с данными на которые сами же и сослались.
Маразм какой-то.
Цитата: Димитър от 14.07.2024 17:20:55Цитата: nonconvex от 14.07.2024 13:13:29Борьба квадрата с кубом продолжается Надо бы количество движков увеличить, да не влезают они в торец.
Влезут. Просто ракета будет более толстой без существенного увеличения длины ступени. И нет закона квадрата-куба.
Придется возвращаться к диаметру в 12 м ? Но это проблем Маска, пусть и решает.
Соответственно увеличатся вес и сопротивление воздуха. Опять нужно будет добавлять движки. Это и есть [комические куплеты] закон квадрата-куба.
Цитата: Кот Бегемот от 14.07.2024 20:20:02Цитата: telekast от 14.07.2024 17:55:59По заявленной дальности полета и крейсеру у Байкала как раз получается час примерно.
Не факт, что все время полета двигатель будет работать на 90% мощности.
Цитата: telekast от 14.07.2024 18:00:02Не будет там 2,9 т. Будет 5т.
В таблице на которую вы ссылаетесь русским по белому написано 2.9т топлива на возврат
Сколько будет работать двигатель и в каких режимах - неизвестно.В таблице есть конкретная цифра, а все остальное
ваши домыслы.
Цитата: telekast от 14.07.2024 18:00:02И 11% не будет. А лучшем случае - паритет. Потому что 11% дают ПРОЕКТНЫЕ данные, которые чуть больше, чем никогда, не совпадают с реальными, воплощёнными в железяке.
Порвете сову. :)
11% не будет.Простейшие расчеты дают 21% разницы в базовом случае (согласно таблице).Это весьма весомая цифра.
В худшем случае разница будет немного меньше 21%
Может будет хуже, а может будет ЛУЧШЕ.Это и есть натягивание бедной совы на глобус.
Даже в худшем случае при возврате к месту старта выигрыш за самолетной ступенью.
Все что есть - эти циферки вот на них и стоит опираться.Без попытки улучшить или ухудшить их.
сначала вы даете ссылку на таблицу, потом говорите, что данные там фигня притянутая за уши.
И начинаете спорить с данными на которые сами же и сослались.
Маразм какой-то.
90% тяги - обычный крейсерский режим для ТРД. ТК для ГТД выгоден наиболее высокий режим. Потому что больше тяга - больше температура Т3 перед турбиной - выше КПД - меньше удельный расход. И наоборот. Часовой расход практически постоянный. Можете глянуть, например, Климовский же гтдэ-117.
В таблице ошибка, либо хотелки. Т.к. самые оптимистичные расчеты из строк про крейсерский режим возврата дают чуть больше 3т. Без учёта аэронавигационного запаса. Мои "домыслы" подкреплены цифрами и, хоть и элементарными, но расчетами. Приведите свои. Не можете? Я так и думал
Сове ничего не угрожает, разве что только от Вас ;D
На буран.ру прямо написанно, что это макет "слепленный на скорую руку". С тех пор ни слуху ни духу, одни "таблицы".В отличии от. В "пдф-ке от Центра Хруничева" про удвоение массы конструкции сказанно прямо в начале документа. Если я возьму этот тезис за основу, крылатая ступень сольет ещё на старте с массой конструкции 20,96т. Я же дал сознательно фору в этом вопросе. Потому и дал ссылку на таблицу. Если в ней есть данные, которые можно проверит по другим источникам, как с ТРД, я их проверяю, и если они разнятся, то имею право в них усомниться. Вот к данным по Ф9 у меня почти нет вопросов (есть сомнения в корректности цифр, ТК оные приводятся теми же хруничевцами, ну да ладно). Так про садисткую орнитологию это к Вам. ;D
Имху
Цитата: telekast от 14.07.2024 22:18:35В таблице ошибка, либо хотелки.
;D ;D ;D
Чтобы закончить этот совершенно бесполезный и бессмысленный спор и не мучать бедную, несчастную сову напишу просто:
Если верить данным разработчиков (а других просто нет) крылатая ступень может быть выгоднее, при возврате к месту старта
И это прямо следует из таблички.
А если в табличке ошибки и хотелки (грубо говоря мусор) то и не надо тащить ссылки на этот мусор на форум в качестве аргумента.
За сим откланиваюсь.
Цитата: telekast от 13.07.2024 01:59:44Цитата: pkl от 13.07.2024 00:23:01Например, углепластиковое крыло должно быть легче алюминиевого.
Возьмём, к примеру, УРМ-1 от Ангары, сухая масса 10,48 т. https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%B0%D1%80%D0%B0_(%D1%81%D0%B5%D0%BC%D0%B5%D0%B9%D1%81%D1%82%D0%B2%D0%BE_%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82-%D0%BD%D0%BE%D1%81%D0%B8%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%B5%D0%B9)
И созданную на его основе крылатую первую ступень "Байкал", сухая масса 17,8 т. https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%91%D0%B0%D0%B9%D0%BA%D0%B0%D0%BB-%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%B0%D1%80%D0%B0
Рост массы конструкции в 1,7 раза. При том, что для "Байкала" указанны расчетные, макетные данные, которые с большой долей вероятности будут хуже на реально летающей ступени. Как раз рост массы конструкции где-то вдвое и будет по итогу. Плюс повышенное сопротивление на взлете. Во сколько дополнительных тонн топлива это выльется?
А у Байкала из какого материала было крыло?
Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь.
Ну, то Хруничев. Я же изначально предполагаю стартовую массу первой ступени порядка 1000 т.
Цитата: Кот Бегемот от 14.07.2024 23:24:06Цитата: telekast от 14.07.2024 22:18:35В таблице ошибка, либо хотелки.
;D ;D ;D
Чтобы закончить этот совершенно бесполезный и бессмысленный спор и не мучать бедную, несчастную сову напишу просто:
Если верить данным разработчиков (а других просто нет) крылатая ступень может быть выгоднее, при возврате к месту старта
И это прямо следует из таблички.
А если в табличке ошибки и хотелки (грубо говоря мусор) то и не надо тащить ссылки на этот мусор на форум в качестве аргумента.
За сим откланиваюсь.
Прально. На бумаге или в табличке разработчик напишет цифру(умышленно ли, ошибочно ли) не сметь подвергать ее сомнению! Не проверять! "Что написанно пером, не вырубить топором!"(с)народ, не кто-нибудь. Если есть другая бумага, тем хуже для другой бумаги! Ясно, в общемивсе с Вами. Граммарнацизм, как признак, вновь подтвердил свой статус. ;D
Всего доброго!
Цитата: pkl от 15.07.2024 00:58:57Цитата: telekast от 13.07.2024 01:59:44Цитата: pkl от 13.07.2024 00:23:01Например, углепластиковое крыло должно быть легче алюминиевого.
Возьмём, к примеру, УРМ-1 от Ангары, сухая масса 10,48 т. https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%B0%D1%80%D0%B0_(%D1%81%D0%B5%D0%BC%D0%B5%D0%B9%D1%81%D1%82%D0%B2%D0%BE_%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82-%D0%BD%D0%BE%D1%81%D0%B8%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%B5%D0%B9)
И созданную на его основе крылатую первую ступень "Байкал", сухая масса 17,8 т. https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%91%D0%B0%D0%B9%D0%BA%D0%B0%D0%BB-%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%B0%D1%80%D0%B0
Рост массы конструкции в 1,7 раза. При том, что для "Байкала" указанны расчетные, макетные данные, которые с большой долей вероятности будут хуже на реально летающей ступени. Как раз рост массы конструкции где-то вдвое и будет по итогу. Плюс повышенное сопротивление на взлете. Во сколько дополнительных тонн топлива это выльется?
А у Байкала из какого материала было крыло?
Я не в курсе. Но про "полимеры" в нем, помнится, дудели воиасе дУды. ФПИ, кажется(это когда Байкал в Крыло-СВ Я превратился уже)
Цитата: pkl от 15.07.2024 01:00:36Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь.
Ну, то Хруничев. Я же изначально предполагаю стартовую массу первой ступени порядка 1000 т.
Законы то одни для всех. Плюс/минус. По большим можно глянуть книгу Егера, например. https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2549752
Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Соотношение полных масс 25,224312 / 22,8 = 1,10632947. Менее 11%.
Не забываем, что УРМ-1 в количестве четырёх штук.
Цитата: Кот Бегемот от 14.07.2024 23:24:06Если верить данным разработчиков (а других просто нет) крылатая ступень может быть выгоднее, при возврате к месту старта
Выгода - она не в тоннах, а в деньгах.
И никогда 30 тонн самолёта не будут стоить как 30 тонн топлива.
Цитата: Дем от 15.07.2024 12:42:36Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Соотношение полных масс 25,224312 / 22,8 = 1,10632947. Менее 11%.
Не забываем, что УРМ-1 в количестве четырёх штук.
Цитата: Кот Бегемот от 14.07.2024 23:24:06Если верить данным разработчиков (а других просто нет) крылатая ступень может быть выгоднее, при возврате к месту старта
Выгода - она не в тоннах, а в деньгах.
И никогда 30 тонн самолёта не будут стоить как 30 тонн топлива.
Ну, мы сравниваем, я по меньшей мере стараюсь, в одинаковых условиях приводя сравниваемые решения к одному знаменателю. Те крылатый УРМ, реактивносадящимся Крымом. А так-то да.
Во во.
Цитата: Дем от 15.07.2024 12:42:36Выгода - она не в тоннах, а в деньгах.
И никогда 30 тонн самолёта не будут стоить как 30 тонн топлива.
Согласно табличке telecast'a, крылатая ступень теряет около 25% пн в сравнении с одноразовой, тогда как при возврате к месту старта ракетно-димамическим способом потери пн около 40% в сравнении с одноразовым вариантом.При этом обе возвращаются на космодром.В этом выгода.
Нет лэндинг берн, а значит экономится ресурс маршевого двигателя и ступень может прослужить дольше.
При 50-100 полетах разницу в стоимости изготовления нужно поделить на эти 50-100 полетов и она становится несущественной на фоне того, что каждый раз самолетная ступень сможет обеспечить вывод на 15-20% большей ПН.
Цитата: Кот Бегемот от 15.07.2024 17:59:01Цитата: Дем от 15.07.2024 12:42:36Выгода - она не в тоннах, а в деньгах.
И никогда 30 тонн самолёта не будут стоить как 30 тонн топлива.
Согласно табличке telecast'a, крылатая ступень теряет около 25% пн в сравнении с одноразовой, тогда как при возврате к месту старта ракетно-димамическим способом потери пн около 40% в сравнении с одноразовым вариантом.При этом обе возвращаются на космодром.В этом выгода.
Нет лэндинг берн, а значит экономится ресурс маршевого двигателя и ступень может прослужить дольше.
При 50-100 полетах разницу в стоимости изготовления нужно поделить на эти 50-100 полетов и она становится несущественной на фоне того, что каждый раз самолетная ступень сможет обеспечить вывод на 15-20% большей ПН.
Это не моя табличка.
Вы просто берете цифры те, которые Вам нравятся и игнорируете остальные. Например, на буран.ру, в перепечатке статьи из "НК" за
август 2001 года указанна форсажная тяга ТРД 8,3 тс и указан удельный расход 0.961 кг/тс*час, те КПД больше 1. ;D
Про ресурс тоже, одни декларации. В отличии от реальных данных, от реально летающих девайсов.
23(ДВАДЦАТЬ ТРИ!) года прошло с выкатки макета, и? НИ-ЧЕ-ГО.
А табличек у меня ещё есть, я про Егера уже упоминал. Но по его табличкам у крылатой все ещё грустнее.
Так что не сможет. Хотя бы потому, что ее нет. И не будет.
Имху
Цитата: Кот Бегемот от 15.07.2024 17:59:01крылатая ступень теряет около 25% пн в сравнении с одноразовой, тогда как при возврате к месту старта ракетно-димамическим способом потери пн около 40% в сравнении с одноразовым вариантом.
Только че то никто не делает крылатых ступеней при такой выгоде. Брехня видимо.
Цитата: Astro Cat от 15.07.2024 19:12:31Цитата: Кот Бегемот от 15.07.2024 17:59:01крылатая ступень теряет около 25% пн в сравнении с одноразовой, тогда как при возврате к месту старта ракетно-димамическим способом потери пн около 40% в сравнении с одноразовым вариантом.
Только че то никто не делает крылатых ступеней при такой выгоде. Брехня видимо.
Тут ещё есть и такой момент. Если что-то пойдет не так и потребуется потратить топливо на возврат для вывода ПН, пусть и путем потери ступени, то у реактивной есть для этого 30т, а у крылатой, только 5т. При этом потеряется, в сравнении с неспасаемым прототипом, у реактивной ноги с приводами, РСУ с газами и рули, а у крылатой улетят а вечность крыло, оперение, шасси, ГТД, также РСУ (более мощная, кстати) привода и газы.
В случае невозможности долететь на старт реактивную можно посадить почти где угодно, хоть на парковку. А крылатую...ну, понятно.
И ещё по Байкалу и его потомкам. Воздухозаборник в самом носу, ГТД в корме. Через ВСЮ ступень проложен воздуховод, в ТЧ через кислородный бак. Как чудесно там будет образовываться лёд(сжиженный кислород, ага) и лететь на вход компрессора. В ГТД с обледенение ВУ борятся обогревая его отбираемым из компрессора воздухом, читай плюс расход топлива минус тяга/КПД. 2,9 т на полет? Ну, да, ну, да ;D
Цитата: Astro Cat от 15.07.2024 19:12:31Только че то никто не делает крылатых ступеней при такой выгоде. Брехня видимо.
От рд-191 отказались.Тк на деле он не удобен для многоразовой ступени по многим причинам.
Нужен метановый движок его пока тоже нет.
Но, какие-то телодвижения по крылу-св есть.
Вот например.
https://lenta.ru/news/2022/12/14/nccou/ (https://lenta.ru/news/2022/12/14/nccou/)
https://www.5-tv.ru/news/361248/minoborony-raskrylo-harakteristiki-kosmiceskoj-raketynositela-irkut/ (https://www.5-tv.ru/news/361248/minoborony-raskrylo-harakteristiki-kosmiceskoj-raketynositela-irkut/)1634243692_photo_2021-10-08_21-56-17-1.jpg
398 \ 584 = 0.68 - тоесть экономия по сравнению с ракетным способом примерно процентов на 10 все равно остается.
Но они наверное тоже все вруны и шарлатаны. ;D
Цитата: Кот Бегемот от 15.07.2024 19:33:42Цитата: Astro Cat от 15.07.2024 19:12:31Только че то никто не делает крылатых ступеней при такой выгоде. Брехня видимо.
От рд-191 отказались.Тк на деле он не удобен для многоразовой ступени по многим причинам.
Нужен метановый движок его пока тоже нет.
Но, какие-то телодвижения по крылу-св есть.
Вот например.
https://lenta.ru/news/2022/12/14/nccou/ (https://lenta.ru/news/2022/12/14/nccou/)
https://www.5-tv.ru/news/361248/minoborony-raskrylo-harakteristiki-kosmiceskoj-raketynositela-irkut/ (https://www.5-tv.ru/news/361248/minoborony-raskrylo-harakteristiki-kosmiceskoj-raketynositela-irkut/)[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=47056;type=preview;file"]1634243692_photo_2021-10-08_21-56-17-1.jpg[/url]
398 \ 584 = 0.68 - тоесть экономия по сравнению с ракетным способом примерно процентов на 10 все равно остается.
Но они наверное тоже все вруны и шарлатаны. ;D
Кроме сообщений в СМИ ничего. Иркут, "согласно табличке" должен полететь в этом году. "Новостям* по 2-3:года. Она, "телодвижения". ;D
Маск в 24 году обещал людей на марсе, а наса уже должно по луне гулять.
Все всегда уходит вправо.У всех (за редким исключением).
Цитата: Кот Бегемот от 15.07.2024 21:17:40Маск в 24 году обещал людей на марсе, а наса уже должно по луне гулять.
Все всегда уходит вправо.У всех (за редким исключением).
Бесспорно. И это именно то, что мне позволяет предполагать, что масса конструкции реальной крылатой ступени будет выше заявленной в "табличке". Ну, кроме того же Егера ещё. Как и масса топлива на возврат и тп. Я же не зря процитировал Вуда. Можно вспомнить ещё законы Мерфи, Паркинсона, далее по списку. И я полагаю, что не зря нет новостей по Крылу-СВ и прочим, посчитали, помакетировали, может продули даже. И поняли, что невыходит. Не, сделать то можно. Но не нужно. Невыгодно, неоправданно никак.
Имху
Цитата: telekast от 15.07.2024 23:16:47Я же не зря процитировал Вуда. Можно вспомнить ещё законы Мерфи, Паркинсона, далее по списку.
Лучше все же учебник цитировать. Физики, аэродинамики и далее по списку.
Цитата: nonconvex от 16.07.2024 02:25:56Цитата: telekast от 15.07.2024 23:16:47Я же не зря процитировал Вуда. Можно вспомнить ещё законы Мерфи, Паркинсона, далее по списку.
Лучше все же учебник цитировать. Физики, аэродинамики и далее по списку.
Те, аргументов "из учебника" лично Вы не приведёте? Ясно.
А я их ранее, в других ветках, но по схожему вопросу цитировал. Егера, например. И Вуда я цитировал из предисловия как раз к учебнику по проектированию еропланов. Найдите в моих постах противоречие физике, аэродинамике, далее по списку. Рискните. Или ограничитесь поиском блох, как обычно?
А почему обсуждаем макет?
Может обсудить реальное решение - SpaceShipTwo ?
Поворачивающиеся крыло еще и тормозит, чтобы понизить скорость и тепловую нагрузку.
А уж сесть с таким большим крылом вообще не проблема. Может и движка дополнительного не потребоваться - в режиме планирования.
Интересно, сколько будет такое крыло весить?
Цитата: telekast от 15.07.2024 01:09:22Цитата: pkl от 15.07.2024 01:00:36Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь.
Ну, то Хруничев. Я же изначально предполагаю стартовую массу первой ступени порядка 1000 т.
Законы то одни для всех. Плюс/минус. По большим можно глянуть книгу Егера, например. https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2549752
Спасибо за цитату Д. Воронцова. Если у шаттла масса крыла была 5% от массы орбитальной ступени, то доля массы крыла из углекомпозитов, да ещё без теплозащиты, должна быть заметно меньше. Может, раза в два. Собственно, в этом и есть суть идеи.
Цитата: Prokrust от 16.07.2024 11:26:13А почему обсуждаем макет?
Может обсудить реальное решение - SpaceShipTwo ?
Поворачивающиеся крыло еще и тормозит, чтобы понизить скорость и тепловую нагрузку.
А уж сесть с таким большим крылом вообще не проблема. Может и движка дополнительного не потребоваться - в режиме планирования.
Интересно, сколько будет такое крыло весить?
Потому что обсуждаем первую ступень, а не орбитер. Хотя по соотношениям масс бескрылой и крылатой они будут примерно идентичны.
Поворачивающиеся крыло должно обладать достаточным запасом прочности, чтобы выдержать нагрузку от набегающего потока при торможении "по-шаттловски", пузом. Также достаточным запасом прочности должен обладать узел поворота ибо он воспринимает всю нагрузку от крыла.
В режиме планирования первой ступени не получится, ТК, чтобы развернуться нужно сначала погасить скорость до приемлемых величин, иначе при маневре разворота аппарат просто порвёт набегающим потоком. Иначе бескрылая ступень тоже могла бы серьезно сьэкономить на развороте.
Крыло и вся система крылатого возврата будет равняться массе бескрылой, неспасаемой ступени.
Имху
Цитата: pkl от 16.07.2024 13:50:36Цитата: telekast от 15.07.2024 01:09:22Цитата: pkl от 15.07.2024 01:00:36Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь.
Ну, то Хруничев. Я же изначально предполагаю стартовую массу первой ступени порядка 1000 т.
Законы то одни для всех. Плюс/минус. По большим можно глянуть книгу Егера, например. https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2549752
Спасибо за цитату Д. Воронцова. Если у шаттла масса крыла была 5% от массы орбитальной ступени, то доля массы крыла из углекомпозитов, да ещё без теплозащиты, должна быть заметно меньше. Может, раза в два. Собственно, в этом и есть суть идеи.
Вы, вероятно, не прочитали весь трэд и не заглядывали в учебник Егера.
5% от массы ЗАПРАВЛЕННОЙ ступени, те на старте. Углепластик не выдержит температурную нагрузку (пятая, что ли, степень от скорости). Потому и нет Миг31 или Черного дрозда с углепластиковым крылом, ТК на скоростях в пару-тройку чисел М крыло и обшивка греются далеко до 100 градусов. Лётчикам тех же МиГов было запрещено касаться остекления фонаря. Во избежание. А у Дрозда на земле между листами обшивки были щели, запас на температурное расширение в полете. Из него текло, как из дуршлага.
Имху
Цитата: telekast от 16.07.2024 14:51:57Цитата: pkl от 16.07.2024 13:50:36Цитата: telekast от 15.07.2024 01:09:22Цитата: pkl от 15.07.2024 01:00:36Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь.
Ну, то Хруничев. Я же изначально предполагаю стартовую массу первой ступени порядка 1000 т.
Законы то одни для всех. Плюс/минус. По большим можно глянуть книгу Егера, например. https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2549752
Спасибо за цитату Д. Воронцова. Если у шаттла масса крыла была 5% от массы орбитальной ступени, то доля массы крыла из углекомпозитов, да ещё без теплозащиты, должна быть заметно меньше. Может, раза в два. Собственно, в этом и есть суть идеи.
Вы, вероятно, не прочитали весь трэд и не заглядывали в учебник Егера.
5% от массы ЗАПРАВЛЕННОЙ ступени, те на старте. Углепластик не выдержит температурную нагрузку (пятая, что ли, степень от скорости). Потому и нет Миг31 или Черного дрозда с углепластиковым крылом, ТК на скоростях в пару-тройку чисел М крыло и обшивка греются далеко до 100 градусов. Лётчикам тех же МиГов было запрещено касаться остекления фонаря. Во избежание. А у Дрозда на земле между листами обшивки были щели, запас на температурное расширение в полете. Из него текло, как из дуршлага.
Имху
У ОС шаттла разница между начальной и конечной массой невелика. А рабочая температура углепластиков "плюс-минус" как у алюминиевых сплавов, применявшихся на том же шаттле.
Цитата: Дмитрий В. от 16.07.2024 16:51:12Цитата: telekast от 16.07.2024 14:51:57Цитата: pkl от 16.07.2024 13:50:36Цитата: telekast от 15.07.2024 01:09:22Цитата: pkl от 15.07.2024 01:00:36Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь.
Ну, то Хруничев. Я же изначально предполагаю стартовую массу первой ступени порядка 1000 т.
Законы то одни для всех. Плюс/минус. По большим можно глянуть книгу Егера, например. https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2549752
Спасибо за цитату Д. Воронцова. Если у шаттла масса крыла была 5% от массы орбитальной ступени, то доля массы крыла из углекомпозитов, да ещё без теплозащиты, должна быть заметно меньше. Может, раза в два. Собственно, в этом и есть суть идеи.
Вы, вероятно, не прочитали весь трэд и не заглядывали в учебник Егера.
5% от массы ЗАПРАВЛЕННОЙ ступени, те на старте. Углепластик не выдержит температурную нагрузку (пятая, что ли, степень от скорости). Потому и нет Миг31 или Черного дрозда с углепластиковым крылом, ТК на скоростях в пару-тройку чисел М крыло и обшивка греются далеко до 100 градусов. Лётчикам тех же МиГов было запрещено касаться остекления фонаря. Во избежание. А у Дрозда на земле между листами обшивки были щели, запас на температурное расширение в полете. Из него текло, как из дуршлага.
Имху
У ОС шаттла разница между начальной и конечной массой невелика. А рабочая температура углепластиков "плюс-минус" как у алюминиевых сплавов, применявшихся на том же шаттле.
Я могу поискать те данные, с цитатами из Егера. Я даже тему отдельную заводил, если помните.
У шаттла была термозащита. А так-то вот, не Вам, я уверен, что Вы вполне осведомленны, а таким как я:
https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%B5%D0%BF%D0%BB%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D0%B9_%D0%B1%D0%B0%D1%80%D1%8C%D0%B5%D1%80
ЗЫ. Вот тема, там скрины из Егера:
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=22557.msg2558891#msg2558891
Цитата: telekast от 16.07.2024 17:21:44Цитата: Дмитрий В. от 16.07.2024 16:51:12Цитата: telekast от 16.07.2024 14:51:57Цитата: pkl от 16.07.2024 13:50:36Цитата: telekast от 15.07.2024 01:09:22Цитата: pkl от 15.07.2024 01:00:36Цитата: telekast от 14.07.2024 14:05:40Это манипуляция. В упоминавшейся в предыдущих баталиях "пдф-ки от центра Хруничева" прямо говориться, что крылатая ступень потребует применения водорода на РБ для компенсации потерь.
Ну, то Хруничев. Я же изначально предполагаю стартовую массу первой ступени порядка 1000 т.
Законы то одни для всех. Плюс/минус. По большим можно глянуть книгу Егера, например. https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2549752
Спасибо за цитату Д. Воронцова. Если у шаттла масса крыла была 5% от массы орбитальной ступени, то доля массы крыла из углекомпозитов, да ещё без теплозащиты, должна быть заметно меньше. Может, раза в два. Собственно, в этом и есть суть идеи.
Вы, вероятно, не прочитали весь трэд и не заглядывали в учебник Егера.
5% от массы ЗАПРАВЛЕННОЙ ступени, те на старте. Углепластик не выдержит температурную нагрузку (пятая, что ли, степень от скорости). Потому и нет Миг31 или Черного дрозда с углепластиковым крылом, ТК на скоростях в пару-тройку чисел М крыло и обшивка греются далеко до 100 градусов. Лётчикам тех же МиГов было запрещено касаться остекления фонаря. Во избежание. А у Дрозда на земле между листами обшивки были щели, запас на температурное расширение в полете. Из него текло, как из дуршлага.
Имху
У ОС шаттла разница между начальной и конечной массой невелика. А рабочая температура углепластиков "плюс-минус" как у алюминиевых сплавов, применявшихся на том же шаттле.
Я могу поискать те данные, с цитатами из Егера. Я даже тему отдельную заводил, если помните.
У шаттла была термозащита. А так-то вот, не Вам, я уверен, что Вы вполне осведомленны, а таким как я:
https://ru.m.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%B5%D0%BF%D0%BB%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D0%B9_%D0%B1%D0%B0%D1%80%D1%8C%D0%B5%D1%80
ЗЫ. Вот тема, там скрины из Егера:
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=22557.msg2558891#msg2558891
Так и углепластиковая конструкция потребует теплозащиты (равно как и стальная или титановая). причём у углналастика есть важное преимущество - коэффициент теплового расширения близок к нулю, что хорошо с точкит зрения сопряжения с углерод-углеродной ТЗМ передней кромки. А на силовой конструкции из УКМ ожно выиграть до 30% массы.
Цитата: telekast от 16.07.2024 14:43:48Потому что обсуждаем первую ступень, а не орбитер. Хотя по соотношениям масс бескрылой и крылатой они будут примерно идентичны.
Поворачивающиеся крыло должно обладать достаточным запасом прочности, чтобы выдержать нагрузку от набегающего потока при торможении "по-шаттловски", пузом. Также достаточным запасом прочности должен обладать узел поворота ибо он воспринимает всю нагрузку от крыла.
В режиме планирования первой ступени не получится, ТК, чтобы развернуться нужно сначала погасить скорость до приемлемых величин, иначе при маневре разворота аппарат просто порвёт набегающим потоком. Иначе бескрылая ступень тоже могла бы серьезно сьэкономить на развороте.
Крыло и вся система крылатого возврата будет равняться массе бескрылой, неспасаемой ступени.
Имху
У SpaceShipTwo максимальная скорость двое ниже чем у 1 ступени, орбитер это условный.
Понятно что просто спланировать обратно на старт не получится. Зато маневрировать можно в больших пределах для посадки. Большой аэродром не потребуется - крыло большое.
Конечно удвоение массы это не хорошо. Плюс в том что при планировании воланом можно избежать большого нагрева как для крыла, так и для ступени, а значит сэкономить на защите.
Полагаю такое решение лучше подходит для небольших ракет, конкурируя с довольно таки сомнительным подхватом парашюта вертолетом.
Цитата: Дмитрий В. от 16.07.2024 17:44:17Так и углепластиковая конструкция потребует теплозащиты (равно как и стальная или титановая). причём у углналастика есть важное преимущество - коэффициент теплового расширения близок к нулю, что хорошо с точкит зрения сопряжения с углерод-углеродной ТЗМ передней кромки. А на силовой конструкции из УКМ ожно выиграть до 30% массы.
На первой ступени нет теплозащиты.
Но для крыльев да, понадобится. И оперению. Торможение пузом потребует, возможно, тзп и на нижней плоскости крыла, го. На Ф-9 ноги углепластиковым, но в момент спуска они находятся в аэродинамической тени от дна ступени, в каверне. Крыло же таких бонусов будет лишено
Имху
Цитата: Prokrust от 16.07.2024 19:24:59Цитата: telekast от 16.07.2024 14:43:48Потому что обсуждаем первую ступень, а не орбитер. Хотя по соотношениям масс бескрылой и крылатой они будут примерно идентичны.
Поворачивающиеся крыло должно обладать достаточным запасом прочности, чтобы выдержать нагрузку от набегающего потока при торможении "по-шаттловски", пузом. Также достаточным запасом прочности должен обладать узел поворота ибо он воспринимает всю нагрузку от крыла.
В режиме планирования первой ступени не получится, ТК, чтобы развернуться нужно сначала погасить скорость до приемлемых величин, иначе при маневре разворота аппарат просто порвёт набегающим потоком. Иначе бескрылая ступень тоже могла бы серьезно сьэкономить на развороте.
Крыло и вся система крылатого возврата будет равняться массе бескрылой, неспасаемой ступени.
Имху
У SpaceShipTwo максимальная скорость двое ниже чем у 1 ступени, орбитер это условный.
Понятно что просто спланировать обратно на старт не получится. Зато маневрировать можно в больших пределах для посадки. Большой аэродром не потребуется - крыло большое.
Конечно удвоение массы это не хорошо. Плюс в том что при планировании воланом можно избежать большого нагрева как для крыла, так и для ступени, а значит сэкономить на защите.
Полагаю такое решение лучше подходит для небольших ракет, конкурируя с довольно таки сомнительным подхватом парашюта вертолетом.
Скорость вдвое ниже - нафиг такая ступень? Ведь тогда придется добирать скорость за счёт второй, уже точно неспасаемой, которая выйдет дороже и тяжелее нынешней. Для спейсшипту это может целесообразно, но мы, я, тут не о нем.
Цитата: Дмитрий В. от 16.07.2024 17:44:17... рабочая температура углепластиков "плюс-минус" как у алюминиевых сплавов ...
Так и углепластиковая конструкция потребует теплозащиты (равно как и стальная или титановая).
Стальная, как мы видим, не требует. А алюминиевая - требует или теплозащиты или торможения движком до безопасной скорости.
Движком мы тормозиться не хотим, а если налепим на крыло теплозащиту - то что с ней будет при его деформациях?
Пусть у него температурный коэффициент нулевой - но нагрузка при полёте его будет гнуть...
Кстати, тут забавный вариант летающего крыла нарисовали
Что если многоразовую ступень вот так поперёк расположить?
Цитата: Дем от 16.07.2024 19:59:01Стальная, как мы видим, не требует.
а зачем тогда плитку ставят?
Цитата: Дем от 16.07.2024 19:59:01Цитата: Дмитрий В. от 16.07.2024 17:44:17... рабочая температура углепластиков "плюс-минус" как у алюминиевых сплавов ...
Так и углепластиковая конструкция потребует теплозащиты (равно как и стальная или титановая).
Стальная, как мы видим, не требует. А алюминиевая - требует или теплозащиты или торможения движком до безопасной скорости.
Движком мы тормозиться не хотим, а если налепим на крыло теплозащиту - то что с ней будет при его деформациях?
Пусть у него температурный коэффициент нулевой - но нагрузка при полёте его будет гнуть...
Кстати, тут забавный вариант летающего крыла нарисовали
Что если многоразовую ступень вот так поперёк расположить?
Да, для первой ступени стальная может и не требовать ТЗП. Но углепластик+ТЗП может быть и легче, чем просто нержавейка.
Цитата: telekast от 16.07.2024 14:43:48Поворачивающиеся крыло должно обладать достаточным запасом прочности, чтобы выдержать нагрузку от набегающего потока при торможении "по-шаттловски", пузом. Также достаточным запасом прочности должен обладать узел поворота ибо он воспринимает всю нагрузку от крыла.
Это ещё почему?
Цитата: telekast от 16.07.2024 14:51:57Вы, вероятно, не прочитали весь трэд и не заглядывали в учебник Егера.
5% от массы ЗАПРАВЛЕННОЙ ступени, те на старте.
А Вы читали? Дословная цитата:
ЦитироватьУ орбитальной ступени шаттла масса крыла составляла около 5% от массы сухой ступени. Не так уж и много.
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2549748
ЦитироватьУглепластик не выдержит температурную нагрузку (пятая, что ли, степень от скорости).
Конечно не выдержит! А что, кто-то предлагает тормозиться крылом? Оно должно быть убрано за корпус, тормозиться ступень должна со сложенным крылом!
Цитата: simple от 16.07.2024 20:04:00Цитата: Дем от 16.07.2024 19:59:01Стальная, как мы видим, не требует.
а зачем тогда плитку ставят?
А на СуперХэви есть плитка? ::)
Цитата: Prokrust от 16.07.2024 19:24:59У SpaceShipTwo
Кстати! SS2, он же углепластиковый, не так ли?
Цитата: pkl от 16.07.2024 22:31:05Цитата: telekast от 16.07.2024 14:43:48Поворачивающиеся крыло должно обладать достаточным запасом прочности, чтобы выдержать нагрузку от набегающего потока при торможении "по-шаттловски", пузом. Также достаточным запасом прочности должен обладать узел поворота ибо он воспринимает всю нагрузку от крыла.
Это ещё почему?
Почему что? Почему достаточной прочностью должны обладать крыло и узел его сочленения его с фюзеляжем? :o
Разве непонятно? Иначе крыло сломается и/или узел вырвет и ТД
Цитата: telekast от 16.07.2024 22:42:37Цитата: pkl от 16.07.2024 22:31:05Цитата: telekast от 16.07.2024 14:43:48Поворачивающиеся крыло должно обладать достаточным запасом прочности, чтобы выдержать нагрузку от набегающего потока при торможении "по-шаттловски", пузом. Также достаточным запасом прочности должен обладать узел поворота ибо он воспринимает всю нагрузку от крыла.
Это ещё почему?
Почему что? Почему достаточной прочностью должны обладать крыло и узел его сочленения его с фюзеляжем? :o
Разве непонятно? Иначе крыло сломается и/или узел вырвет и ТД
На хрена его раскрывать ДО ТОГО, как торможение завершено???
Цитата: pkl от 16.07.2024 22:35:41А Вы читали? Дословная цитата:
Вы видите то,что хотите видеть. Ссылку на название книги я давал. Ссылку на тему, в которой приведены сканы из этой книги я давал. Дмитрий, которого вы цитируете, ошибся, ПМСМ. Масса конструкции макета Байкала - 17,8т, базовый УРМ-1 10,4т, "довесок" - 7,4т. Из них трд- 1,05т, плюс ВСУ ГТДЭ-117 в 0,05т, плюс шасси (Миг-25/31) - 2,5т. РСУ и газы примерно 0,2т. Итого 3,8т. Остальное приходится на приборы, механизм поворота, крыло и оперение -3,6тину, и сколько, по-Вашему, придется на крыло? Я полагаю тонны полторы-две.
Цитата: pkl от 16.07.2024 22:35:41тормозиться ступень должна со сложенным крылом!
"Фантастика в другом отделе!"(с)
Почитайте про Байкал и Крыло-СВ, крыло раскрывается в космосе и влетает ступень уже в аэро-режиме. Раскрывать крыло на трансзвуковых скоростях такая себе идея. И по нагрузкам в ТЧ. Не, можно, наверное,но масса ещё вырастет.
Имху
Цитата: pkl от 16.07.2024 22:52:03Цитата: telekast от 16.07.2024 22:42:37Цитата: pkl от 16.07.2024 22:31:05Цитата: telekast от 16.07.2024 14:43:48Поворачивающиеся крыло должно обладать достаточным запасом прочности, чтобы выдержать нагрузку от набегающего потока при торможении "по-шаттловски", пузом. Также достаточным запасом прочности должен обладать узел поворота ибо он воспринимает всю нагрузку от крыла.
Это ещё почему?
Почему что? Почему достаточной прочностью должны обладать крыло и узел его сочленения его с фюзеляжем? :o
Разве непонятно? Иначе крыло сломается и/или узел вырвет и ТД
На хрена его раскрывать ДО ТОГО, как торможение завершено???
Потому что так задуманно в Байкале и Крыло-СВ. Потому что разворачивать крыло на трансзвуке поперек потока чревато. У одной консоли будет фокус давления впереди и, скажем справа, а у другой позади слева, возникнут нескомпенсировпнеые моменты. Это установленно НАСой хз когда на ероплане AD-1, емнип, который им Берт Рутан сделал. Поинтересуйтесь, что там было и как его испытывали.
Плюс дополнительные, переменные нагрузки при раскрытии в набегающим потоке. Думаете это позволит сэкономить? ;D
Цитата: pkl от 16.07.2024 22:38:41Цитата: Prokrust от 16.07.2024 19:24:59У SpaceShipTwo
Кстати! SS2, он же углепластиковый, не так ли?
Даже если так. И что? У него какая-то тзп есть. Это масса. Или тзп нещитова?
Гиперзвуковое аэродинамическое качество может достигать аж 4, соответственно, разложенному ещё в космосе крылу, если его стойкость к температуре позволяет, нужно будет поначалу нести лишь часть веса пустой ступени -- для управляемости и аккуратного торможения.
А вот что будет происходить на сверхзвуке и трансзвуке -- уже интересно. )
Цитата: telekast от 16.07.2024 23:02:45Цитата: pkl от 16.07.2024 22:35:41А Вы читали? Дословная цитата:
Вы видите то,что хотите видеть. Ссылку на название книги я давал. Ссылку на тему, в которой приведены сканы из этой книги я давал. Дмитрий, которого вы цитируете, ошибся
Нууу... может, он, конечно, и ошибся, но он много лет работал в космической отрасли и принимал участие в проектировании ракет. Извините, но его словам я доверяю больше, нежели Вашим.
ЦитироватьЦитата: pkl от 16.07.2024 22:35:41тормозиться ступень должна со сложенным крылом!
"Фантастика в другом отделе!"(с)
Почитайте про Байкал и Крыло-СВ, крыло раскрывается в космосе и влетает ступень уже в аэро-режиме. Раскрывать крыло на трансзвуковых скоростях такая себе идея. И по нагрузкам в ТЧ. Не, можно, наверное,но масса ещё вырастет.
По правде говоря, углепластиковое раскладывающееся крыло я предложил именно потому, что хотел бы раскрывать его уже в атмосфере, после торможения и на ДОзвуковых скоростях.
Цитата: telekast от 16.07.2024 23:17:24Потому что так задуманно в Байкале и Крыло-СВ.
Я, кажется, на первой странице сказал, что как Байкал делать нельзя ибо ерунда.
Цитата: telekast от 16.07.2024 22:36:07А на СуперХэви есть плитка? ::)
а вы про первую, а на какую скорость и высоту возврата рассчитываете?
не думаю что три маха повредят алюминию, этож будет кратковременное воздействие, пустая ступень быстро затормозит, для крылатого варианта проблема скорее в перекосе в сторону двигателей, балласт на нос массой в те двигатели делать? не такто конечно можно, так масса у него будет чуть ли не сравнима с топливом реактивной посадки
Цитата: telekast от 16.07.2024 19:47:41Скорость вдвое ниже - нафиг такая ступень? Ведь тогда придется добирать скорость за счёт второй, уже точно неспасаемой, которая выйдет дороже и тяжелее нынешней. Для спейсшипту это может целесообразно, но мы, я, тут не о нем.
Конечно, SpaceShipTwo летает медленно, 1 ступень должна летать быстрее.
Что характерно, вместо того чтобы прятать крылья на высокой скорости, SpaceShipTwo наоборот их раскрывает как тормоз, принцип волана. Возникает вопрос, получится ли так затормозится на скорости в 6 Маха. С другой стороны торможение можно растянуть, начав с большей высоты.
Цитата: Serge V Iz от 16.07.2024 23:21:04А вот что будет происходить на сверхзвуке и трансзвуке -- уже интересно. )
Мне интереснее, что будет происходить на ДОзвуке.
Цитата: Prokrust от 16.07.2024 23:27:46Конечно, SpaceShipTwo летает медленно, 1 ступень должна летать быстрее.
Что характерно, вместо того чтобы прятать крылья на высокой скорости, SpaceShipTwo наоборот их раскрывает как тормоз, принцип волана. Возникает вопрос, получится ли так затормозится на скорости в 6 Маха. С другой стороны торможение можно растянуть, начав с большей высоты.
Я думаю, что нет, поэтому ступень не только должна стартовать как ракета, но и тормозиться в атмосфере корпусом, как Фалконы и Бустеры Э.Маска, а углепластиковое крыло должно раскрываться уже после того, как скорость погашена до дозвуковой.
Цитата: Serge V Iz от 16.07.2024 23:21:04Гиперзвуковое аэродинамическое качество может достигать аж 4, соответственно, разложенному ещё в космосе крылу, если его стойкость к температуре позволяет, нужно будет поначалу нести лишь часть веса пустой ступени -- для управляемости и аккуратного торможения.
А вот что будет происходить на сверхзвуке и трансзвуке -- уже интересно. )
Как себе представляете аккуратное торможение? Крыло разложенно в посадочную конфигурацию по любому оно, рассчитанное на 400+ ум/ч крейсера будет избыточно на сверхзвуке, не говоря уж о гипере. Крыло прямое, без стреловидности. Бахчиванджи на Би-1 и немцы на Ме-262 напоминают о затягивании в пикирование. Какое руление на гипере? Чуть передал педали и аппарат в клочья порвёт. При крене возникает вираж, возникает перегрузка от центробежных сил.
Пропорциональна квадрату скорости, 1 деленная на угол виража, емнип
Имху
Цитата: pkl от 16.07.2024 23:25:38Нууу... может, он, конечно, и ошибся, но он много лет работал в космической отрасли и принимал участие в проектировании ракет. Извините, но его словам я доверяю больше, нежели Вашим.
Конечно, конечно. Не смею умалять достоинств Дмитрия В, но... А мои ссылки на учебник Егера по проектированию самолётов, который, чай, тоже не из грузчиков, Вы, в который раз игнорируете?. Ну, вера и хотелки они такие, да.
Цитата: pkl от 16.07.2024 23:25:38По правде говоря, углепластиковое раскладывающееся крыло я предложил именно потому, что хотел бы раскрывать его уже в атмосфере, после торможения и на ДОзвуковых скоростях.
Я думаю, что создатели Байкала, Крыло-СВ и прочих тоже были бы счастливы заиметь такую возможность, но не выходит.
Цитата: pkl от 16.07.2024 23:26:59Цитата: telekast от 16.07.2024 23:17:24Потому что так задуманно в Байкале и Крыло-СВ.
Я, кажется, на первой странице сказал, что как Байкал делать нельзя ибо ерунда.
А по другому как? Схема шаттла/бурана с фиксированным крылом? Ну, вариант, конечно, вполне можно рассматривать, но там свои нюансы.
Цитата: simple от 16.07.2024 23:27:09Цитата: telekast от 16.07.2024 22:36:07А на СуперХэви есть плитка? ::)
а вы про первую, а на какую скорость и высоту возврата рассчитываете?
не думаю что три маха повредят алюминию, этож будет кратковременное воздействие, пустая ступень быстро затормозит, для крылатого варианта проблема скорее в перекосе в сторону двигателей, балласт на нос массой в те двигатели делать? не такто конечно можно, так масса у него будет чуть ли не сравнима с топливом реактивной посадки
Именно про то и речь. Массы практически одинаковы, а стоимость и пр у крылатой выше. Нафига корячиться? Чтоб не как у Маска? Боятся что "злыЯ Ызыки"(с) припомнят как орали про то, что "Маск сделал то, что мы сделали ещё в прошлом веке" и "он все украл у нас"? Такой себе аргумент.
Имху
Цитата: Prokrust от 16.07.2024 23:27:46Цитата: telekast от 16.07.2024 19:47:41Скорость вдвое ниже - нафиг такая ступень? Ведь тогда придется добирать скорость за счёт второй, уже точно неспасаемой, которая выйдет дороже и тяжелее нынешней. Для спейсшипту это может целесообразно, но мы, я, тут не о нем.
Конечно, SpaceShipTwo летает медленно, 1 ступень должна летать быстрее.
Что характерно, вместо того чтобы прятать крылья на высокой скорости, SpaceShipTwo наоборот их раскрывает как тормоз, принцип волана. Возникает вопрос, получится ли так затормозится на скорости в 6 Маха. С другой стороны торможение можно растянуть, начав с большей высоты.
Конечно получится. И на большей получится. Шаттл с Бураном же тормозились. Вопрос лишь выдержит ли конструкция аэродинамические и тепловые нагрузки
Цитата: telekast от 16.07.2024 23:46:15Массы практически одинаковы, а стоимость и пр у крылатой выше. Нафига корячиться?
дык маневра на два-три порядка больше, собственно по этому реактивная посадка рассматривается в последнюю очередь
Цитата: pkl от 16.07.2024 23:29:49Цитата: Prokrust от 16.07.2024 23:27:46Конечно, SpaceShipTwo летает медленно, 1 ступень должна летать быстрее.
Что характерно, вместо того чтобы прятать крылья на высокой скорости, SpaceShipTwo наоборот их раскрывает как тормоз, принцип волана. Возникает вопрос, получится ли так затормозится на скорости в 6 Маха. С другой стороны торможение можно растянуть, начав с большей высоты.
Я думаю, что нет, поэтому ступень не только должна стартовать как ракета, но и тормозиться в атмосфере корпусом, как Фалконы и Бустеры Э.Маска, а углепластиковое крыло должно раскрываться уже после того, как скорость погашена до дозвуковой.
Флаконовская ступень, тормозящая аэродинамически, "дном", без тормозного импульса на орбите, начинает тормозить на высоте 2км и имеет при этом скорость 220 м/с(из пдф-ки от центра Хруничева)
На такой скорости почти равной крейсеру аэробуса раскрыть крыло... Да и до встречи с планетой меньше 10 сек. Вряд-ли.
Цитата: simple от 16.07.2024 23:52:57Цитата: telekast от 16.07.2024 23:46:15Массы практически одинаковы, а стоимость и пр у крылатой выше. Нафига корячиться?
дык маневра на два-три порядка больше, собственно по этому реактивная посадка рассматривается в последнюю очередь
Маневра куда? До того, чтобы начинать, маневр разворота, скажем, нужно дождаться падения скорости до безопасных для конструкции величин. До этого ступень летит бревном стараясь не сильно болтаться.
Имху
Ну вот в роликах крыло не сразу раскладывается.Ступень какое-то время падает и лишь потом раскрывает крыло.
Цитата: Дмитрий В. от 16.07.2024 20:36:38Да, для первой ступени стальная может и не требовать ТЗП. Но углепластик+ТЗП может быть и легче, чем просто нержавейка.
Может. Но не вижу как её сделать чтобы ТЗП не отвалилась. Ну и ТЗП неаэродинамична...
Цитата: pkl от 16.07.2024 22:35:41А что, кто-то предлагает тормозиться крылом? Оно должно быть убрано за корпус
А какова ширина "тени" за корпусом, хватит чтобы прикрыть крыло? Если крыло шире - может вообще придётся тормозиться им вперёд... иначе краешки прожгёт концентрированным потоком, как мы на Старшипе видели.
Цитата: telekast от 16.07.2024 23:46:15Нафига корячиться? Чтоб не как у Маска? Боятся что "злыЯ Ызыки"(с) припомнят как орали про то, что "Маск сделал то, что мы сделали ещё в прошлом веке" и "он все украл у нас"?
когда задумывали энергию-ураган или ангару-байкал маск пешком под стол ходил ::)
Цитата: telekast от 17.07.2024 00:09:14Маневра куда? До того, чтобы начинать, маневр разворота, скажем, нужно дождаться падения скорости до безопасных для конструкции величин. До этого ступень летит бревном стараясь не сильно болтаться.
куда угодно, в отличии от реактивной
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:23:27Ну вот в роликах крыло не сразу раскладывается.Ступень какое-то время падает и лишь потом раскрывает крыло.
Ролики это такой себе источник. Но и по ним видно, что крыло разворачивается задолго до входа в плотные слои атмосферы.
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:29:40Цитата: telekast от 16.07.2024 23:46:15Массы практически одинаковы
;D ;D ;D
IMG_20240717_004910.jpg
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:23:27Ну вот в роликах крыло не сразу раскладывается.Ступень какое-то время падает и лишь потом раскрывает крыло.
естественно на дозвуке раскрывается
Цитата: simple от 17.07.2024 00:50:44Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:23:27Ну вот в роликах крыло не сразу раскладывается.Ступень какое-то время падает и лишь потом раскрывает крыло.
естественно на дозвуке раскрывается
Дозвук при падении обтекаемой мордой на высоте сильно выше облаков? Да ладно ;D
Вообще, это ролик, рекламный, популяризаторский ролик.
Цитата: telekast от 17.07.2024 00:50:36Ролики это такой себе источник.
А где говорится, что крыло сразу раскрывается после отделения?Приводие свои источники.
По поводу массы."
Практически в два раза" - довольно расплывчатое определение.17.5т ступени байкала прекрасно подходят под эту формулировку.
Теперь вспомните свои расчет по ангаре.Там вместе с топливом на возврат получалось в 2.5 раза!!!
Вот ваши же слова.
ЦитироватьДля возврата в точку старта требуется 30т топлива, или 113% от массы конструкции.
Применяем эти соотношения к рассматриваемой первой ступени Ангары:
При исходной массе конструкции УРМ-1 в 10,48т. масса спасаемой ракетной получается 11,48 * 1,13 = 11,8424т.
Масса топлива для возврата и посадки в точке старта 11,8424 * 1,13 = 13,381912т.
Общая масса 25,224312т.
И ссылку пожалуйтса откуда вы вырезали вот это вот про в 2 раза.
Цитата: telekast от 17.07.2024 00:53:04Вообще, это ролик, рекламный, популяризаторский ролик.
Да чтож такое!Все вокруг вруны и шарлатаны!
Давайте ваш источник, откуда четко видно что крыло на гиперзвуке раскрывается.
Цитата: simple от 16.07.2024 23:27:09не думаю что три маха повредят алюминию, этож будет кратковременное воздействие, пустая ступень быстро затормозит
Сейчас посмотрел как Ф9 летает - там в падении торможение движком с 8 до 5.5М, и даже на 5М выступающие элементы подгорают.
Цитата: telekast от 16.07.2024 23:42:22А по другому как? Схема шаттла/бурана с фиксированным крылом?
А почему, собственно, нет?
1) Чтобы не мелочить - спасаем сразу параблок.
2) Крыла два, фиксированных, на ~1/4 длины от концов.
3) ВРД один, по центру, между блоками, на заднем крыле.
Цитата: telekast от 17.07.2024 00:05:25начинает тормозить на высоте 2км и имеет при этом скорость 220 м/с(из пдф-ки от центра Хруничева)
На 900 км/ч (=250 м/с)
Цитата: simple от 17.07.2024 00:50:44естественно на дозвуке раскрывается
Так не выходит она на дозвук во время падения...
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:56:29А где говорится, что крыло сразу раскрывается после отделения?Приводие свои источники.
Это говорилось в интервью, а из было много.
Последние данные от ФПИ, уже давнишние:
https://fpi.gov.ru/projects/fiziko-tekhnicheskie-issledovaniya/krylo-sv/
Обратите внимание, на какой высоте происходит отделение первой ступени.
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:56:29По поводу массы."Практически в два раза" - довольно расплывчатое определение.17.5т ступени байкала прекрасно подходят под эту формулировку.
Теперь вспомните свои расчет по ангаре.Там вместе с топливом на возврат получалось в 2.5 раза!!!
Не нужно мошенничать, нехорошо.
Речь велась о массе КОНСТРУКЦИИ. Эти массы и сравниваются. Зачем вы в нее пихаете топливо?
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:56:29И ссылку пожалуйтса откуда вы вырезали вот это вот про в 2 раза.
Не читали разве мое сообщение? https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2658948
Вроде отвечали даже, помниться. А ссылочку на "пдф-ку от центра Хруничева", откуда взят этот скрин, Вы тоже проигнорировали? Я повторю, мне не трудно: https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=33090;type=preview;file
Несмотря даже на то, что мюс многими их выводами я не согласен, и предвижу очередной тур жонгляжа. ;D
Цитата: telekast от 17.07.2024 00:53:04Дозвук при падении обтекаемой мордой на высоте сильно выше облаков? Да ладно ;D
Вообще, это ролик, рекламный, популяризаторский ролик.
о том и речь, неважно что в ролике, важно что на дозвуке
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 00:57:38Цитата: telekast от 17.07.2024 00:53:04Вообще, это ролик, рекламный, популяризаторский ролик.
Да чтож такое!Все вокруг вруны и шарлатаны!
Давайте ваш источник, откуда четко видно что крыло на гиперзвуке раскрывается.
А я ролики давно не делаю. Что стоит нарисовать такой? Чем он будет отличаться от нарисованного выше? Да ничем. Достоверность будет одинаковая. Ваш "источник" - компьютерный ролик? Это типа аргумент? Серьезно? ;D
Цитата: simple от 17.07.2024 01:31:49Цитата: telekast от 17.07.2024 00:53:04Дозвук при падении обтекаемой мордой на высоте сильно выше облаков? Да ладно ;D
Вообще, это ролик, рекламный, популяризаторский ролик.
о том и речь, неважно что в ролике, важно что на дозвуке
Про дозвук я сказал, на примере Ф9. 2 км высоты падение почти вертикально. На раскрытие крыла, оперения, запуск двигателя, вывод в горполет меньше 10 сек. Пусковой цикл РД-33 с выходом на режим малый газ - минута. Выход с малого газа на полную тягу около 10 сек. Воздушный запуск на сверхзвуке(если запускаться заранее) нетривиальная задача. Про лёд в воздухозаборнике уже писал. И тд
Цитата: telekast от 17.07.2024 01:39:16Про дозвук я сказал, на примере Ф9.
не понял, до дозвука упадет гораздо выше, ~15 км, чтоб лететь на сверхзвуке надо колоссальные усилия, чуть что скорость махом падает
Цитата: simple от 17.07.2024 01:49:18Цитата: telekast от 17.07.2024 01:39:16Про дозвук я сказал, на примере Ф9.
не понял, до дозвука упадет гораздо выше, ~15 км, чтоб лететь на сверхзвуке надо колоссальные усилия, чуть что скорость махом падает
За что купил, за то продал. Можно телеметрию глянуть в репортажах о пусках, там и скорость и высота и положение в пространстве есть. Правда пуск без тормозного импульса на орбите я не помню. ::)
Цитата: telekast от 17.07.2024 02:14:00Правда пуск без тормозного импульса на орбите я не помню
Потому что их не было.
Без reentry burn ступень разваливается.
Цитата: vlad7308 от 17.07.2024 11:12:07Цитата: telekast от 17.07.2024 02:14:00Правда пуск без тормозного импульса на орбите я не помню
Потому что их не было.
Без reentry burn ступень разваливается.
Ну, наверное. В "пдф-ке от Центра Хруничева" в варианте полета #2, (спасение с тормозным импульсом на орбите) скоростной напор падает вдвое, а тепловая нагрузка вчетверо. Ступень Ф9 люминиевая, тормозит она правда дном и соплами нелюминиевых Мерлинов. Но в любом случае, исходя из того, что углепластик по термостойкости примерно равен люминю, получается, что без тормозного импульса на орбите крылатой не обойтись. Удвоение массы конструкции потребует удвоения тормозного импульса, а это удвоение массы топлива. Все ещё хуже.
https://t.me/mir2051/5589 (https://t.me/mir2051/5589)
Цитата: Кот Бегемот от 17.07.2024 18:37:07Dawn Aerospace получила официальное разрешение от Управления гражданской авиации Новой Зеландии на проведение испытательных полетов на неограниченных скоростях.
Вот это я понимаю разрешение!
Цитата: telekast от 17.07.2024 12:03:01Цитата: vlad7308 от 17.07.2024 11:12:07Цитата: telekast от 17.07.2024 02:14:00Правда пуск без тормозного импульса на орбите я не помню
Потому что их не было.
Без reentry burn ступень разваливается.
Ну, наверное. В "пдф-ке от Центра Хруничева" в варианте полета #2, (спасение с тормозным импульсом на орбите) скоростной напор падает вдвое, а тепловая нагрузка вчетверо. Ступень Ф9 люминиевая, тормозит она правда дном и соплами нелюминиевых Мерлинов. Но в любом случае, исходя из того, что углепластик по термостойкости примерно равен люминю, получается, что без тормозного импульса на орбите крылатой не обойтись. Удвоение массы конструкции потребует удвоения тормозного импульса, а это удвоение массы топлива. Все ещё хуже.
Все же подход SpaceShipTwo более привлекателен. Да, крыло намного больше и тяжелее. Зато может решить проблемы торможения без существенного нагрева. Парашютом же тормозят со скоростей в 7 Маха.
Вопрос только в том, стоит ли овчинка выделки.
Я вот тут решил помочь оппонентам и посмотреть, как можно поправить, хоть как-то ситуацию. Подумалось, а чего это ТРД летит со старта "пассажиром"? Пусть тоже при подъёме работает, по меньшей мере до высоты 20-30 км его должно хватить. А это считай почти половина пути для первой ступени. Причем самая тяжёлая, где любая помощь в строку. Ну, и прикинул на основе данных того же Байкала. Получилось, что суммарная тяга выросла на 5,04тс(без форсажа), стала 201тс, расход топлива вырос аж на 1(один) килограмм в секунду, УИ подрос на 7,5 секунд и стал 318,96с. Можно прикинуть форсажный режим ТРД, тяга будет получше, но УИ снизится. На Миг-29 форсаж без потери ресурса двигателя можно давать минуту(где-то читал), как раз где-то время набора 30км(предположительно).
Ясен пень, что там тьма нюансов, типа акустических нагрузок, вибраций, что ГТД сильно не любят, взаимовлияние струй ТРД и ЖРД, прочее, но всё же не так грустно, как у исходника. Сьэкономое ГТД на подъёме топливо можно использовать для тормозного импульса на орбите. Тогда есть шанс на углепластиковое крыло/оперение, есть шанс побороться с ракетником. Хоть какой-то
Цитата: telekast от 16.07.2024 23:39:42Цитата: pkl от 16.07.2024 23:25:38Нууу... может, он, конечно, и ошибся, но он много лет работал в космической отрасли и принимал участие в проектировании ракет. Извините, но его словам я доверяю больше, нежели Вашим.
Конечно, конечно. Не смею умалять достоинств Дмитрия В, но... А мои ссылки на учебник Егера по проектированию самолётов, который, чай, тоже не из грузчиков, Вы, в который раз игнорируете?. Ну, вера и хотелки они такие, да.
Мне сейчас некогда читать учебники.
Цитата: telekast от 16.07.2024 23:42:22А по другому как? Схема шаттла/бурана с фиксированным крылом? Ну, вариант, конечно, вполне можно рассматривать, но там свои нюансы.
Нет, схема с крылом, раскладывающемся в полёте после торможения в атмосфере.
Цитата: Дем от 17.07.2024 00:37:41Цитата: pkl от 16.07.2024 22:35:41А что, кто-то предлагает тормозиться крылом? Оно должно быть убрано за корпус
А какова ширина "тени" за корпусом, хватит чтобы прикрыть крыло? Если крыло шире - может вообще придётся тормозиться им вперёд... иначе краешки прожгёт концентрированным потоком, как мы на Старшипе видели.
Корпус можно попробовать сделать эллиптическим в сечении, чтобы её увеличить. Разумеется, при торможении в потоке крыло сгорит и должно быть уже корпуса.
Цитата: telekast от 18.07.2024 09:55:37Я вот тут решил помочь оппонентам и посмотреть, как можно поправить, хоть как-то ситуацию. Подумалось, а чего это ТРД летит со старта "пассажиром"?
Тяга ТРД ничтожна в сравнении с ЖРД.
Цитата: pkl от 18.07.2024 23:14:03Цитата: telekast от 18.07.2024 09:55:37Я вот тут решил помочь оппонентам и посмотреть, как можно поправить, хоть как-то ситуацию. Подумалось, а чего это ТРД летит со старта "пассажиром"?
Тяга ТРД ничтожна в сравнении с ЖРД.
5т к 196 это +2,5% тяги. И плюс 7,5 сек к УИ. И все это за лишний килограмм керосина в секунду! Ничтожно, говорите? Ну - ну!
Я их тут пытаюсь вытащить из... А им все не так. ;D
Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная.
Цитата: pkl от 19.07.2024 23:18:51Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная..
Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.
Цитата: telekast от 20.07.2024 07:05:51Цитата: pkl от 19.07.2024 23:18:51Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная..
Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.
Усложнение двигательной установки не оправдывает полученные выгоды. Короче, овчинка выделки не стоит.
Цитата: telekast от 20.07.2024 07:05:51Цитата: pkl от 19.07.2024 23:18:51Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная..
Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.
А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель? Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный агрегат.
Например двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др. Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель. Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов. Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с. Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане. Ну это была вводная часть.
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК. Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12. При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с. Что при УИ 360с, даст 340 тонн-силы тяги. Посчитано в минус - далее возможно увеличение. Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги. Далее разделение - скорость 2...2,5М. Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный двигатель останавливается. А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс. Ступень тормозиться двигателем. Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться. При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД.
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз. и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.
Цитата: pkl от 20.07.2024 23:06:38Цитата: telekast от 20.07.2024 07:05:51Цитата: pkl от 19.07.2024 23:18:51Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная..
Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.
Усложнение двигательной установки не оправдывает полученные выгоды. Короче, овчинка выделки не стоит.
Какое усложнение ДУ? :o
В крылатом Байкале по умолчанию УЖЕ есть ТРД. Просто изначально он на старте не работает, а едет "пассажиром" и включается лишь на этапе возврата.
Цитата: Владимир Шпирько от 20.07.2024 23:22:18Цитата: telekast от 20.07.2024 07:05:51Цитата: pkl от 19.07.2024 23:18:51Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная..
Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.
А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель? Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный агрегат.
Например двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др. Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель. Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов. Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с. Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане. Ну это была вводная часть.
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК. Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12. При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с. Что при УИ 360с, даст 340 тонн-силы тяги. Посчитано в минус - далее возможно увеличение. Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги. Далее разделение - скорость 2...2,5М. Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный двигатель останавливается. А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс. Ступень тормозиться двигателем. Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться. При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД.
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз. и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.
Не, не пойдет. Первая ступень в момент разделения имеет скорость около 6М(2+ км/сек) ВРД не осилит. ТК, в отличии от ракетного его тяга равна Gm * (V - C5), Gm - массовый расход газа, V - скорость полета, C5 - скорость истечения на срезе сопла. Я не помню ни одного ТРД с такой скоростью истечения. А 2,5М уже мало для работы ступени, добирать скорость придется за счёт второй и последующих. Не будет выигрыша, скорее наоборот. ТРД имеет смысл использовать вместе с ЖРД до 2,5М и до высоты километров 15-30 если скорость не превысит тех же 2,5М на этой дистанции. Иначе дешевле просто выключить "помогайку" и продолжать лететь на одном ЖРД.
Имху
Цитата: telekast от 20.07.2024 23:44:34Цитата: Владимир Шпирько от 20.07.2024 23:22:18Цитата: telekast от 20.07.2024 07:05:51Цитата: pkl от 19.07.2024 23:18:51Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная..
Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.
А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель? Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный агрегат.
Например двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др. Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель. Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов. Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с. Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане. Ну это была вводная часть.
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК. Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12. При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с. Что при УИ 360с, даст 340 тонн-силы тяги. Посчитано в минус - далее возможно увеличение. Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги. Далее разделение - скорость 2...2,5М. Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный двигатель останавливается. А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс. Ступень тормозиться двигателем. Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться. При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД.
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз. и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.
Не, не пойдет. Первая ступень в момент разделения имеет скорость около 6М(2+ км/сек) ВРД не осилит. ТК, в отличии от ракетного его тяга равна Gm * (V - C5), Gm - массовый расход газа, V - скорость полета, C5 - скорость истечения на срезе сопла. Я не помню ни одного ТРД с такой скоростью истечения. А 2,5М уже мало для работы ступени, добирать скорость придется за счёт второй и последующих. Не будет выигрыша, скорее наоборот. ТРД имеет смысл использовать вместе с ЖРД до 2,5М и до высоты километров 15-30 если скорость не превысит тех же 2,5М на этой дистанции. Иначе дешевле просто выключить "помогайку" и продолжать лететь на одном ЖРД.
Имху
Ну в моём варианте - тяга турбовального движка вообще не участвует в тяге ступени - на участке выведения (первой ступени) двигатель служит приводом Насосного Агрегата ракетного двигателя открытой схемы. А уже потом - на участках снижения, полета и посадки он становиться маршевым.
С чем согласен, так это с тем, что всё это будет работать до 30км. Ну может с +. И соответственно растет (масса и стоимость) вторая ступень. Но где-то до этой высоты и расходуется половина топлива.
Цитата: Владимир Шпирько от 21.07.2024 00:05:09Цитата: telekast от 20.07.2024 23:44:34Цитата: Владимир Шпирько от 20.07.2024 23:22:18Цитата: telekast от 20.07.2024 07:05:51Цитата: pkl от 19.07.2024 23:18:51Цитата: telekast от 18.07.2024 23:39:055т к 196 это +2,5% тяги.
Вот я и говорю, что ничтожная..
Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.
А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель? Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный агрегат.
Например двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др. Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель. Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов. Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с. Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане. Ну это была вводная часть.
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК. Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12. При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с. Что при УИ 360с, даст 340 тонн-силы тяги. Посчитано в минус - далее возможно увеличение. Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги. Далее разделение - скорость 2...2,5М. Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный двигатель останавливается. А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс. Ступень тормозиться двигателем. Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться. При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД.
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз. и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.
Не, не пойдет. Первая ступень в момент разделения имеет скорость около 6М(2+ км/сек) ВРД не осилит. ТК, в отличии от ракетного его тяга равна Gm * (V - C5), Gm - массовый расход газа, V - скорость полета, C5 - скорость истечения на срезе сопла. Я не помню ни одного ТРД с такой скоростью истечения. А 2,5М уже мало для работы ступени, добирать скорость придется за счёт второй и последующих. Не будет выигрыша, скорее наоборот. ТРД имеет смысл использовать вместе с ЖРД до 2,5М и до высоты километров 15-30 если скорость не превысит тех же 2,5М на этой дистанции. Иначе дешевле просто выключить "помогайку" и продолжать лететь на одном ЖРД.
Имху
Ну в моём варианте - тяга турбовального движка вообще не участвует в тяге ступени - на участке выведения (первой ступени) двигатель служит приводом Насосного Агрегата ракетного двигателя открытой схемы. А уже потом - на участках снижения, полета и посадки он становиться маршевым.
С чем согласен, так это с тем, что всё это будет работать до 30км. Ну может с +. И соответственно растет (масса и стоимость) вторая ступень. Но где-то до этой высоты и расходуется половина топлива.
А в чем профит от замены обычного ракетного ТНА, на турбовальник? По массе серьезно проигрываем. ДУ серьезно усложняется, удорожается, снижается надёжность. "Нормальный ТНА все равно потребуется на высоте выше отсечки ГТД. Экономим кислород из баков ракеты? Сколько уходит топлива на привод ТНА? Окупится такая экономия? Мне представляется, что нет.
Имху
Цитата: telekast от 21.07.2024 00:17:36ЦитироватьНу в моём варианте - тяга турбовального движка вообще не участвует в тяге ступени - на участке выведения (первой ступени) двигатель служит приводом Насосного Агрегата ракетного двигателя открытой схемы. А уже потом - на участках снижения, полета и посадки он становиться маршевым.
С чем согласен, так это с тем, что всё это будет работать до 30км. Ну может с +. И соответственно растет (масса и стоимость) вторая ступень. Но где-то до этой высоты и расходуется половина топлива.
А в чем профит от замены обычного ракетного ТНА, на турбовальник? По массе серьезно проигрываем. ДУ серьезно усложняется, удорожается, снижается надёжность. "Нормальный ТНА все равно потребуется на высоте выше отсечки ГТД. Экономим кислород из баков ракеты? Сколько уходит топлива на привод ТНА? Окупится такая экономия? Мне представляется, что нет.
Имху
Считать надо... но с этим попозже. Ответы на некоторые вопросы:
Сколько топлива уходит на привод ТНА? В открытой схеме 8...10% кислорода чуть больше, горючего чуть меньше - это для снижения температуры газа до той, что выдержат лопатки турбины. Это топливо не участвует "в тяге" и поэтому УИ на этот процент и ниже, чем в закрытой схеме.
Основной смысл - вовсе не экономии кислорода. Т.к. Воздушно-реактивные двигатели - всех типов работают на высотах до 30км, а на этой высоте скорость при старте - 2...2,5М. То идея в создании многоразовой первой ступени работающей ДО этой высоты - БЕЗ геморроя по поводу торможения и раскрытия крыла на гиперзвуке, входе в плотные слои атмосферы и др. Ну и заодно что бы ТРД не летел "пассажиром" до разделения.
Но еще раз - считать надо.