Форум Новости Космонавтики

Тут меня выгнали из Песочницы. Ну я решил взять свои игрушки и перейти в соседнюю.
Вопрос заключается в том, что у каждой имеющейся ракеты есть свои резервы и возможности усовершенствования, позволяющие изменить ее не только количественно, но и качественно.
В последнее время обсуждался вопрос об усовершенствовании Семерки. К сожалению автор темы разрешал проводить только те изменения, которые исходили от него лично. Здесь я предлагаю обсуждать любые усовершенствования, вне зависимости от того, есть ли потребность в такой ракете и каков будет ее экономический эффект. Хотя любые обоснования тоже приветствуются. В качестве затравки предлагаю обсудить идею применения в семерочном пакете цилиндрического ЦБ, заменив обратный конус на развитые кронштейны. Идея в том, что можно сохранить неприкосновенными боковые блоки, имея возможность в широком диапозоне менять размеры, соотношение и вид топлива, и тип двигателя ЦБ.
Предысторию вопроса я сейчас попытаюсь вытащить из другой темы.

К сожалению перетащить рисунок, на основе которого я предлагаю ракету мне не удалось. Всех желающих приглашаю посмотреть его у Технократа в теме по РН Клипер.
Произошло недоразумение. Я увидел на рисунке полностью цилиндрический ЦБ. Отклонеие носовых конусов от поверхности ЦБ компенсируется сильно развитыми кронштейнами. Идея мне понравилась тем, что появляется возможность большого маневра при проектировании ЦБ по размерам, виду ДУ и топливу. Свои расчеты нескольких вариантов я предложил (см. ниже)


STEP



Зарегистрирован: 05.09.2005
Сообщения: 174

 Добавлено: Вс Дек 25, 2005 04:30    Заголовок сообщения:    

--------------------------------------------------------------------------------
 
Тут я набросал небольшой прикидочный расчет.
Основа, центральный блок, имеющий цилиндрическую форму и двигатель НК-33. Диаметр блока 2,66м, длину принял как у блока А семерки. Масса топлива 128т, ступени - 9т.
Ускорителей 4, двигатели РД-107.

Сравнил четыре варианта третьих ступеней:
два на керосине:
Блок И - 25 т, Блок И2 - 38т
два на водороде:
Блок В1 - 25 т, Блок В2 - 38т

Результаты следующие:
1. Пакет+И: Мо-348т; Мпн-9т
2. Пакет+И2: Мо-364т; Мпн-12,5т
3. Пакет+В1: Мо-354т; Мпн-15т
4. Пакет+В2: Мо-370т; Мпн-18т

Все варианты не превышают 400т и проходят под стартовик и даже стандартный установщик.
Увеличение диаметра блока Ц до трех метров должно увеличить массу ПН, но потребует некоторых переделок конструкции стартовика и установщика, что значительно увеличит общую стоимость проекта.

Вот здесь я бы на месте Перминова почесал в репе  
_________________
Дурят нашего брата, дурят ...

К сожалению Технократ запретил мне обсуждение в его теме любых проектов, расходящихся с его генеральной линией. Поэтому я предлагаю продолжить обсуждение здесь.

Кроме того, прошу просветить меня по поводу рисунка. Он был подвешен без ссылки на автора. Непонятно, действительно ли там изображена цилиндрическая ступень, или мне так показалось и я додумал идею сам. Идея мне действительно импонирует и я не откажусь от доли авторства.

Предлагаю обсудить любые другие идеи, которые позволят усовершенствовать Семерку с минимальными изменениями производства и стартового оборудования.
Принимаются аналогичные идеи и для других РН.

ЦитироватьЗдесь я предлагаю обсуждать любые усовершенствования, вне зависимости от того, есть ли потребность в такой ракете и каков будет ее экономический эффект. Хотя любые обоснования тоже приветствуются. В качестве затравки предлагаю обсудить идею применения в семерочном пакете цилиндрического ЦБ, заменив обратный конус на развитые кронштейны. Идея в том, что можно сохранить неприкосновенными боковые блоки, имея возможность в широком диапозоне менять размеры, соотношение и вид топлива, и тип двигателя ЦБ.

Семёрка - это то, что можно пускать со стартового комплекса семёрки. Их сейчас есть пять - три в Плесецке и два в Байконуре. Один в Плесецке уже переделан под Союз-2 и его системы.

Стартовый комплекс стоит намного дороже, чем ракета такого класса. Даже новый стартовый стол в Куру, без поворотного круга и части того, что необходимо для пилотируемых полётов (и с готовой кислородной инфраструктурой) стоит триста пятьдесят миллионов евро. При том, что разработка его обошлась в копейки.

Семёрочный стартовый стол ограничивает стартовую массу ракеты на уровне 400 тонн. Кроме того, он ограничивает диаметр "хвоста" центрального блока и диаметр (правда, не так жёстко) диаметр ЦБ в том месте, где силовой пояс, к которому боковушки крепятся.

Сделать новые боковушки, в принципе, можно, даже можно слегка увеличить в них запас топлива (как за счёт выкидывания баков перекиси и жидкого азота, так и за счёт перехода с прямого конуса на ломаный). Правда, всё это даст не так много, процентов 10, плюс ещё столько же можно выиграть на УИ.

Водородный ЦБ поэтому малореален, а вот водородная третья ступень - вполне. Поэтому, в качестве компромисса, предлагаю рассмотреть вариант со втыканием на центральный блок РД-0750.

Водород на третий ступени это правильно. Почти двухкратный рост грузоподъемности того стоит.

А если менять вторую ступень, то тогда и ее на водород надо переводить. Все равно водородная инфраструктура для третьей ступени уже будет.

Водород имеет то свойство, что при равной массе ПН стартовая масса ракеты при его использовании меньше. Потому что УИ больше. Конечно, без учёта клинических случаев вроде нехватки тяги.

Отдать водородной ступени большую часть ХС можно, если выработать керосин на нижних ступенях быстрее - тогда водородную ступень можно сделать тяжелее. Чем большая часть водорода в ракете, тем выше ПН. Значит, при фиксированных баках и конструкционных ограничениях СК надо ставить керосиновые движки на первые ступени помощнее, а водорода на верхнюю ступень побольше (и движок на верхней ступени пропорционально мощнее). И так до предела возможностей СК.

Всё это чисто умозрительные измышления :) .

Уважаемый, неужели у вас собственное КБ появилось, или своя фирма есть? А я думал что часных фирм больше нет...
И кто вам будет делать ракету по вашему проекту?
Что касается водорода. то вряд ли съекономите с его помощью, скорее наоборот, и сложностей себе сделаете, Королев ведь не просто так от водорода отказался...

ЦитироватьВодород на третий ступени это правильно. Почти двухкратный рост грузоподъемности того стоит.

А если менять вторую ступень, то тогда и ее на водород надо переводить. Все равно водородная инфраструктура для третьей ступени уже будет.

 Из того, что можно сделать "ничего не меняя" - можно дросселировать ЦБ. :) Правда, возникнет вопрос о высоте разделения ступеней и скоростном напоре при разделении.

 По поводу третьей водородной ступени - а почему бы просто не закупить Centaur для использования на Союзе? ;)

ЦитироватьУважаемый, неужели у вас собственное КБ появилось, или своя фирма есть? А я думал что часных фирм больше нет...
И кто вам будет делать ракету по вашему проекту?
Что касается водорода. то вряд ли съекономите с его помощью, скорее наоборот, и сложностей себе сделаете, Королев ведь не просто так от водорода отказался...

А кто сказал, что я собираюсь реализовывать эти идеи. Я предлагаю провести мозговой штурм и выдать результаты на гора.  Более чем уверен, что большинство вариантов, которые мы предложим, фирмами уже рассматривались. Только фирмы эти конечно перед нами в своих промежуточных проектах не отчитываются, не принято это. Но возможно, что некоторые идеи могут оказаться действительно свежими. В худшем случае мы проведем гимнастику ума, дабы мозги не ржавели, и с пользой для себя потратим время.

ЦитироватьЧто касается водорода. то вряд ли съекономите с его помощью, скорее наоборот, и сложностей себе сделаете, Королев ведь не просто так от водорода отказался...

Не надо оговаривать Королева. Против водорода был Глушко. Королев же всегда в уме держал водород. Сразу после первого этапа лунной программы предполагалось постепенно менять керосиновые ступени Н-1 на водородные. Еще Королевым были заказаны водородные двигатели Исаеву. К сожалению Королев не дожил до воплощения своих идей, иначе Союз давно бы летал на водороде.

Посмотрите мои выкладки. Даже без оптимизации, только по геометрической прикидке, Семерка становится ракетой класса Протон. Протон же должен начать таскать за 35 т.

ЦитироватьВодород имеет то свойство, что при равной массе ПН стартовая масса ракеты при его использовании меньше. Потому что УИ больше. Конечно, без учёта клинических случаев вроде нехватки тяги.

Отдать водородной ступени большую часть ХС можно, если выработать керосин на нижних ступенях быстрее - тогда водородную ступень можно сделать тяжелее. Чем большая часть водорода в ракете, тем выше ПН. Значит, при фиксированных баках и конструкционных ограничениях СК надо ставить керосиновые движки на первые ступени помощнее, а водорода на верхнюю ступень побольше (и движок на верхней ступени пропорционально мощнее). И так до предела возможностей СК.

Всё это чисто умозрительные измышления :) .

Ну, по части умозрительных заключений, это не так сложно. Выдайте мне несколько вариантов ваших ракет и диапазон разброса характеристик, и я за вечер сделаю прикидочные расчеты. За великую точность не гарантирую, но сравнить варианты будет вполне возможно.
Просьба. Если предлагаете конкретные двигатели, то указывайте их тяги, импульсы (у меня не на все есть данные). Для пакета очень важны еще секундные расходы топлива, дабы знать, сколько его останется во второй ступени после сброса ускорителей.
За вечер я могу посчитать десяток вариантов.

Цитировать...Отдать водородной ступени большую часть ХС можно, если выработать керосин на нижних ступенях быстрее - тогда водородную ступень можно сделать тяжелее. Чем большая часть водорода в ракете, тем выше ПН. Значит, при фиксированных баках и конструкционных ограничениях СК надо ставить керосиновые движки на первые ступени помощнее... :) .

Как посмотрят в этой песочнице если предложить первой ступени сделать одноразовые крылья, сбрасываемые по частям по мере разгона. Все равно решили выключать первую ступень раньше. Рост грузоподъемности может дойти до 10%.

ЦитироватьПосмотрите мои выкладки. Даже без оптимизации, только по геометрической прикидке, Семерка становится ракетой класса Протон. Протон же должен начать таскать за 35 т.

Это вы имеете ввиду перевод всех ускорителей на водород?
интересно.....

Раз никто не против крыльев... крыло не должно иметь развитой автоматики - оно не предназначено для посадки. Внешняя более широкая для дозвукового набора высоты. Внутренняя - для жесткости на начатьном этапе и начинает работать как крыло на сверхзвуке после сброса внешнего широкого дозвукового. Затем и внутреннее сбрасывается. Крыло может нести пороховые ускорители для компенсации веса крыла на начальном этапе подъема, когда крыло не работает.

ЦитироватьК сожалению перетащить рисунок, на основе которого я предлагаю ракету мне не удалось..

Об этом рисунке говорите?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/58857.jpg)

Да, об этом. Спасибо.
Очень прошу подробно рассказать все, что имеете по этому рисунку. Кто сделал, что изображено и какие предполагаются характеристики. Я мимо этого рисунка проскочил.

(копия из 'Клиппера')

По делу - надо сразу четко определить, чего именно мы добиваемся, и какие есть средства для достижения цели ;-).

Если, повторюсь, стоит задачи использовать Союзовский старт - то делать надо Онегу. Т.е. все тот же пакет Р-7, но с водородной третьей ступенью. Может, действительно, оптимизировать - т.е. поставить бОльшую водородную ступень на мЕньший блок Р-7, в частности - можно срезать семерку по уровню крепления боковушек, соответственно поменяв геометрию баков, а освободившийся вес - отдать под водородную ступень на 60+ тонн веса. Двигатель... ну, купить лицензию на J-2 или поставить РД-57М.

Если стоит задача использовать боковушки Союза, но нет ограничений на размер РН - то можно, например, использовать короткую ступень большого диаметра. Длиной с боковушки, и скажем диаметром в 4 метра в самой широкой части. Тогда у нас РН получается короткая, вся тяга с боковушек сразу идет на третью ступень, и вторую ступень тогда можно расчитывать на тягу только центрального двигателя, а третью - выбирать из 2-3 вариантов на подходящую прочность. Далее, на такую увеличенную в диаметре ступень можно повесить 6, или даже 8 боковушек, таким образом регулируя стартовую тягу под ПН. Проблема с навеской неполного числа боковушек может быть решена, например, установкой единого опорного кольца, с дополнительными кронштейнами точно по числу боковушек, устанавливаемых непосредственно перед сборкой РН. Ну, и наконец можно использовать на третьей ступени водород уже безо всякого зазрения совести, диаметр 4м это позволяет. И обтекатель ПН тоже будет не надкалиберным. Диаметр 4 м позволит установить любой подходящий двигатель, что РД-171, что РД-111, что 3 штуки НК-33, или скажем РД-180.

Правка : пока в душе сидел, возникла конкретная мысль по поводу крепления для ступеней. Делаем кольцо расчитаным на 4 боковушки. Их оно тянет безо всяких модификаций. Если надо больше - укрепляем кольцо хордовыми штангами. 6 штанг для 6 боковушек и 12 - для 8.

Далее - по ступеням. Первая - два РД-111. Это МОЕ ноу-хау. Один - с упрощенной ПГС, без УВТ. Второй - аналогично РД-120 на Зените - 'вразброс', с качанием каждой камеры в одной плоскости. ТАк мы убиваем сразу несколько зайцев :
- получаем дроселлирование на недроселлируемом двигателе - в нужный момент отключаем центральный РД-111 и летим на 'рулевом'.
- получаем УВТ на двигателе без УВТ. Причем один РД-111 с качанием камер на 45 градусов позволит отказаться от УВТ на ВСЕХ блоках первой ступени. Т.е. существенно удешевить РН.
- получаем нужную тягу ЦБ, позволяющий вешать на него большое количество боковушек.

По третьей ступени следующие соображения.

- для варианта с 0 и 2 блоками - блок И от Союза, нечего мудрить ;-)
- для варианта с 3, 4 и 5 блоками - наново разрабатываемая. Возможно, можно 'улучшить' блок И, перейдя на бак 4 м и поставив туда дополнительный двигатель на 20-30 тонн тяги по центру - по сути, 'удвоив' ее.
- для варианта с 6 и 8 блоками - ставим наверх ЕЩЕ ОДНУ ПЕРВУЮ СТУПЕНЬ. По тяге практически получается, может придется немного недозаправить. В этом случае основной РД-111 первой ступени вообще не выключается, и ступень расходует топливо почти сразу же после окончания работы боковушек. Потом переходит на половинную тягу - и полугорячее разделение - опять же МОЕ ноу-хау.

Вот такой проект, опять же ничуть не хуже Клипера. Выдуман чисто из головы за 10 минут ;-)

ЦитироватьРаз никто не против крыльев... крыло не должно иметь развитой автоматики - оно не предназначено для посадки. Внешняя более широкая для дозвукового набора высоты. Внутренняя - для жесткости на начатьном этапе и начинает работать как крыло на сверхзвуке после сброса внешнего широкого дозвукового. Затем и внутреннее сбрасывается. Крыло может нести пороховые ускорители для компенсации веса крыла на начальном этапе подъема, когда крыло не работает.

Крылья..., ноги... Самое важное - хвост (с) Ящерица из мультфильма.

Конечно можно обсуждать.
Крылья на старте, это значит горизонтальный старт. Т.е. ВПП, катапульта, эстакада, или самолет. В любом случае это не имеет отношения к Семерке. Хотя я написал, что здесь место для любых проектов, но мы в этой теме обсуждаем усовершенствование существующих машин. К какой машине реально Вы можете предложить эту схему. Развейте идею поподробнее.

Вообще говоря, сделать одноразовые крылья, это уже интересно само по себе. Обычно с крыльями заморачиваются для достижения многоразовости всей системы, или наиболее важных ее частей.

Ваши крылья должны быть очень дешевыми, а с учетом того, что , как я понял, крылья для разных режимов находятся внутри друг друга, то они должны быть в виде почти неподкрепленных оболочек.

Первое: РН с такими крыльями, как мне кажется, будет легкого класса (между Пегас и Бурлак).
Второе: надо решить проблему надежного сброса крыльев.

Попробуйте более конкретно обосновать свой проект.

ЦитироватьДа, об этом. Спасибо.
Очень прошу подробно рассказать все, что имеете по этому рисунку. Кто сделал, что изображено и какие предполагаются характеристики. Я мимо этого рисунка проскочил.

Как найду откуда я эту картинку взял, сразу выложу. Пока только картинка  :(

hcube спасибо!

Я уже собирался писать Вам личное сообщение с приглашением, не хотел подвешивать его в теме, из которой меня изгнали. Ну, да хватит с этим.

Первое: очень много интересных предложений в одном флаконе. Глаза разбегаются. Если не лень, я попросил бы Вас конкретизировать все это в пару-тройку более-менее законченных проектов, которые можно будет сравнивать. Наиболее интересно, это не только выдвинуть проект, но и рассмотреть его на фоне других. Считайте, или дайте мне исходные данные, а я сделаю оптимизационный расчет.

Я тут делал уже несколько прикидок. Сравнивал схемы. Показывал пользу водорода. В своих расчетах я закладывался на три варианта керосиновых блоков и три водородных.
Обычный блок И, стартовая масса около 25т.
Блок И2 с совмещенными баками. При равных размерах его стартовая масса у меня получилась равной 38 т
Блок И3, с диаметром в 3м и стартовой массой в 50 т.
Кроме того я делал расчеты для водородных ступеней В1, В2 и В3 с аналогичными массами. Из этого расчета я сделал анализ различных вариантов для сравнения с Клипером (поищи в теме, там в двух местах есть).
Надеюсь получить аналогичные данные по твоим проектам.

И, хватит там выяснять отношения. Бери игрушки и переходи в нашу песочницу. У нас весело! :D

Цитировать

ЦитироватьДа, об этом. Спасибо.
Очень прошу подробно рассказать все, что имеете по этому рисунку. Кто сделал, что изображено и какие предполагаются характеристики. Я мимо этого рисунка проскочил.

Как найду откуда я эту картинку взял, сразу выложу. Пока только картинка  :(

Ищи поскорее. Мне не терпится узнать, цилиндрический ли там ЦБ, или я это сам выдумал :D  :D

Ну, считать ПН мне честно говоря лениво ;-). Я ее оцениваю 'на глаз', главное, чтобы конструкция была изящная.

Итак, иллюстрирую решение задачи.

Дано - мы хотим сделать РН с масштабируемой массой (то есть стартовой тягой), но не хотим перетяжелять конструкцию второй ступени под избыточную прочность.

Решение - использовать пакетную схему, когда вторая ступень несет сама себя, а тяга боковых блоков первой ступени передается (через специализированный переходник-кольцо на верху второй) непосредственно на третью ступень. Тогда баки второй ступени надо расчитывать на тягу двигателя ТОЛЬКО второй ступени. Ну, учитывая что мы хотим использовать боковушки - бак кислорода - это конус, бак керосина - цилиндр. Все по форме боковушки, как в Союзе, только диаметры больше. Еще есть второе силовое кольцо - внизу, но оно не испытывает сжимающих нагрузок, а на растяжение кольцо работает очень хорошо.

Навскидку - можно принять массу второй ступени как удвоенную массу Р-9, с тройной заправкой. Массу ББ - как 1 массу Р-9, с одинарной заправкой. Массы и заправки третьих ступеней - известны ;-).

Дано - мы хотим избавиться от УВТ, но сохранить при этом простой двигатель и возможность управления.

Решение - отделяем мух от котлет - ставим на пакет только ОДИН двигатель с УВТ - на второй ступени. Остальные ТАКИЕ ЖЕ, унифицированные на 80% с ним двигатели делаем без УВТ. Более того, ставим на ту же вторую ступень один без-УВТшный двигатель, чтобы получить правильное соотношение масс и большой внешний диаметр этой ступени. Двигатель УВТ при этом сделан в виде ТНА и набора качающихся камер (4 штуки в 1 плоскости каждая).

Этим же выстрелом убиваем ЕЩЕ одного зайца - оптимизацию тяговооруженности. После отрыва, когда боковушки вырабатывают порядка 30% топлива - выключаем без-УВТшный двигатель ЦБ. Тяга ЦБ падает на 50-60% , но зато мы вырабатываем топливо медленнее, чем боковушки. И к концу их работы остается достаточный резерв для работы второй ступени. ЦБ в этом варианте 'работает' на растяжение.

Ну, третьи ступени - это просто банально. Берем подходящую по тяговооруженности и прочности и ставим ;-). В частном случае с 8 ББ - ставим на пакет просто еще одну вторую ступень, как предлагалось для Ангары-8. Тогда пакет почти вырождается в первую ступень, а вторая первая становится просто второй.
Если ББ мало - 2 или 3 - ставим 3 ступень Союза. Если 4-5-6 - потяжелее, что-то типа 2й ступени Зенита. 7-8 - свою же первую ступень ;-).

Цитировать

ЦитироватьВодород на третий ступени это правильно. Почти двухкратный рост грузоподъемности того стоит.

А если менять вторую ступень, то тогда и ее на водород надо переводить. Все равно водородная инфраструктура для третьей ступени уже будет.

 Из того, что можно сделать "ничего не меняя" - можно дросселировать ЦБ. :) Правда, возникнет вопрос о высоте разделения ступеней и скоростном напоре при разделении.

 По поводу третьей водородной ступени - а почему бы просто не закупить Centaur для использования на Союзе? ;)

Я уже пробовал "закупить" Кентавр. При установке его на пакет Союза У масса ПН с Байконура получилась 10,8 т. Правда ступень там тяжеловата, и двигатель имеет не самый лучший импульс, но за то она летает и дает ощутимый прирост при том, что весит меньше Блока И на 8 т меньше (17, вместо 25).

При доведении массы водородного блока до 25 т и установки двигателя с характеристиками КВД, масса ПН поднимется до 12,7 т.

Можем купить и Кентавр, но я сторонник поддержки отечественного производителя. :D

ЦитироватьНу, считать ПН мне честно говоря лениво ;-). Я ее оцениваю 'на глаз', главное, чтобы конструкция была изящная.

Итак, иллюстрирую решение задачи.

Дано - мы хотим сделать РН с масштабируемой массой (то есть стартовой тягой), но не хотим перетяжелять конструкцию второй ступени под избыточную прочность.

Решение - использовать пакетную схему, когда вторая ступень несет сама себя, а тяга боковых блоков первой ступени передается (через специализированный переходник-кольцо на верху второй) непосредственно на третью ступень. Тогда баки второй ступени надо расчитывать на тягу двигателя ТОЛЬКО второй ступени. Ну, учитывая что мы хотим использовать боковушки - бак кислорода - это конус, бак керосина - цилиндр. Все по форме боковушки, как в Союзе, только диаметры больше. Еще есть второе силовое кольцо - внизу, но оно не испытывает сжимающих нагрузок, а на растяжение кольцо работает очень хорошо.

Навскидку - можно принять массу второй ступени как удвоенную массу Р-9, с тройной заправкой. Массу ББ - как 1 массу Р-9, с одинарной заправкой. Массы и заправки третьих ступеней - известны ;-).

Дано - мы хотим избавиться от УВТ, но сохранить при этом простой двигатель и возможность управления.

Решение - отделяем мух от котлет - ставим на пакет только ОДИН двигатель с УВТ - на второй ступени. Остальные ТАКИЕ ЖЕ, унифицированные на 80% с ним двигатели делаем без УВТ. Более того, ставим на ту же вторую ступень один без-УВТшный двигатель, чтобы получить правильное соотношение масс и большой внешний диаметр этой ступени. Двигатель УВТ при этом сделан в виде ТНА и набора качающихся камер (4 штуки в 1 плоскости каждая).

Ну, третьи ступени - это просто банально. Берем подходящую по тяговооруженности и прочности и ставим ;-). В частном случае с 8 ББ - ставим на пакет просто еще одну вторую ступень, как предлагалось для Ангары-8. Тогда пакет почти вырождается в первую ступень, а вторая первая становится просто второй.
Если ББ мало - 2 или 3 - ставим 3 ступень Союза. Если 4-5-6 - потяжелее, что-то типа 2й ступени Зенита. 7-8 - свою же первую ступень ;-).

Лень - двигатель прогресса.
Инженер - человек ленивый. Посему, прежде чем что-то делать, он считает (а стоит ли) :D

Если уж совсем лениво, то дайте мне некоторые исходники, и я посчитаю. Народу будет интересно.

Да, относительно пользы водорода. Польза, НЕСОМНЕННО, есть. Но водород - это 'последний апгрейд' для РН, когда ничто другое уже не помогает. С точки зрения оптимизиции, не менее интересно добиться результата на керосине. В чем-то Технократ прав - движки 60-х годов разработки, сделанные по современным техпроцессам, могут быть очень и очень дешевы. Т.е. ВСЯ РН может быть очень недорогой. А тогда (учитывая, что 'максимальная' керосинка моего варианта вытягивает на орбиту порядка 30 тонн) уже не суть важна конкретная ПН, важно соотношение ПН/деньги.

Кстати. Можно немного заняться "ХИМЕРАМИ". Т.е. туловище от одного зверя, голова от другого.
Требуются заготовки. У кого есть различные качественные характеристики верхних ступеней и ВБ (масса топлива, конструкции, желательно с разбивкой по элементам, характеристики двигателя), просьба присылать. Попробуем ставить на низ реальные вещи, даже если реально фирмы не дружат и такая химера невозможна по "политическим" соображениям. Кто знает. Ведь встал же Блок Д на Протон.

ЦитироватьДа, относительно пользы водорода. Польза, НЕСОМНЕННО, есть. Но водород - это 'последний апгрейд' для РН, когда ничто другое уже не помогает. С точки зрения оптимизиции, не менее интересно добиться результата на керосине. В чем-то Технократ прав - движки 60-х годов разработки, сделанные по современным техпроцессам, могут быть очень и очень дешевы. Т.е. ВСЯ РН может быть очень недорогой. А тогда (учитывая, что 'максимальная' керосинка моего варианта вытягивает на орбиту порядка 30 тонн) уже не суть важна конкретная ПН, важно соотношение ПН/деньги.

Все правильно. Везде надо действовать с разумом. К сожалению у Технократа ракета вылетает за 400 т, а это губит все. Сделать РН в 400 т стартовой массы на максимальную ПН на керосине уже нельзя. Тут нужен водород, который даст предел для данного стартовика. Ну а чтобы узнать, стоит ли такого предела достигать, надо посчитать, во что он обойдется. :D

Так...
Ну давай конкретно ;-)

Считается - модульная РН на базе РД-111.

http://www.astronautix.com/engines/rd111.htm

ЦБ - двигатели - два РД-111, тяга - 125(160) тонн х2, УИ - 270(311) сек. Вес ЦБ - 2.5 веса первой ступени Р-9 (10 тонн веса, 200 тонн заправки)

ББ - двигатели - один РД-111, вес - 4 тонны, заправка - 60 тонн.

Третья ступень

Варианты с 0,2,3 ББ - третья ступень Союза, она же - УРМ-2

Масса - 2.5 тонны, заправка 25 тонн, тяга - 30 тонн, УИ - 326 сек.

Варианты с 4, 5 и 6 ББ - вторая ступень новой разработки, диаметр 4м, двигатель - РД-108В (с увеличенным соплом). Масса ступени - 6 тонн, заправка - 60 тонн, тяга двигателя - 95 тонн, УИ - 310 сек.

Варианты с 7 и 8 ББ - первая ступень той же РН, только с вакуумным УИ. Ну, может 2-3 сек добавить на сопловой насадок.

Двигатель ЦБ во всех схемах гасится по условию превышения тяги над текущим весом РН более чем на 20% плюс тяга отключаемого двигателя. Т.е. чтобы оставшиеся двигатели тянули РН с тягой в 120% от веса.

А кто-нибуть смотрел что дает использование метана на 2-й и 3-й ступенях, а может и сразу на всех ступенях?

На пакете, да еще с низкоимпульсными двигателями - нет смысла. Не будет заметного выигрыша.

А вот на третьей ступени - в принципе можно. Но метан - неотработанное топливо. На нем пока ни один двигатель не вышел на летные испытания. Вот Вега полетит - вроде это будет первая метановая РН.

Просто не хотелось много разных компонентов топлива в ракету заливать да и конструкция легче/проще получается, если на метане.
И еще вопрос   :)  а можно в ракете типа Циклон поставить сбрасываемые крылья на вторую ступень и какую то часть участка выведения ити на рулевиках (возможно их тогда прийдется взять от первой ступени), а когда крылья станут не эффективными - сбросить и включить маршевый.

А может отказаться от одновременности сброса ББ в вариантах с 4-6-8 ББ и сбрасывать их в два-три приёма?
(Т.е. и размер их баков соответственно разный будет)

Или - одинаковый, но не дросселировать ЦБ, а пользоваться топливом ББ (но не всех, а некоторых - которые раньше и сбросить)

Проблемы с расстыковкой шлангов есть конечно - но в шатле вообще водород качают, и ничего.

ЦитироватьА кто-нибуть смотрел что дает использование метана на 2-й и 3-й ступенях, а может и сразу на всех ступенях?

Метан, в принципе, от керосина почти не отличается. С другой стороны и проблем с работой с ним практически нет - температура как у кислорода.

> Метан, в принципе, от керосина почти не отличается. С другой стороны и проблем с работой с ним практически нет - температура как у кислорода.

А это значит применение единого топливного отсека как на РН на высококипящих компонентах только без вторичной герметизации (что гораздо проще и легче) и топливные магистрали попроще и теплоизоляция...  Процентов 10-15 сухого веса (или хотя бы 5) можно так выиграть?   :)

Можно, я думал над этим. Но задница подсказывает (с) что выигрыш от неодновременной расстыковки будет ОЧЕНЬ малый, настолько, что можно вообще с этим не заморачиваться. Ну, на уровне одного процента роста ПН.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа, об этом. Спасибо.
Очень прошу подробно рассказать все, что имеете по этому рисунку. Кто сделал, что изображено и какие предполагаются характеристики. Я мимо этого рисунка проскочил.

Как найду откуда я эту картинку взял, сразу выложу. Пока только картинка  :(

Ищи поскорее. Мне не терпится узнать, цилиндрический ли там ЦБ, или я это сам выдумал :D  :D

На картинке изображена РН "Союз-3"/"Онега" с ПКК "Клипер" образца "лета 2005г.". Ее блок 2-й ступени в большинстве вариантов весьма похож на таковой от РН "Аврора" (см. НК №6.2001). Диаметр верхней цилиндрической части - 3440, нижней - 2660.
Блок 3-ей ступени РН "Союз-3"/"Онега" - кислородно-водородный. Масса ПН на НОО - до 15т.

Цитировать(копия из 'Клиппера')

Далее - по ступеням. Первая - два РД-111. Это МОЕ ноу-хау. Один - с упрощенной ПГС, без УВТ. Второй - аналогично РД-120 на Зените - 'вразброс', с качанием каждой камеры в одной плоскости. ТАк мы убиваем сразу несколько зайцев :
- получаем дроселлирование на недроселлируемом двигателе - в нужный момент отключаем центральный РД-111 и летим на 'рулевом'.
- получаем УВТ на двигателе без УВТ. Причем один РД-111 с качанием камер на 45 градусов позволит отказаться от УВТ на ВСЕХ блоках первой ступени. Т.е. существенно удешевить РН.
- получаем нужную тягу ЦБ, позволяющий вешать на него большое количество боковушек.

Вставка: Позволю ремарку. Похожая схема с разнесением 2-го 4-камерного ЖРД по углам для управления использовалась в проекте РН "Аврора" (см. НК №6 2001), а также в некоторых вариантах РН "Союз-3"/"Онега" - потомках "Авроры".

Потом переходит на половинную тягу - и полугорячее разделение - опять же МОЕ ноу-хау.

Похожее "полугорячее разделение" используется довольно давно с опережающим включением рулевых ЖРД 2-й ступени при отключении ЖРД 1-й ступени. Пример - МБР 8к84/УР-100 (с 1965г.) и РН 11к77 "Зенит" (с 1985г.).
Так что мало чего осталось "нового на свете, что не известно... мудрецам" в части РН на ЖРД.
Посему рекомендую по возможности просматривать разработки прошлых лет лет, эпох и веков - там много интересного!

Ну, по поводу МОЕ - это я погорячился, в процессе спора с Технократом ;-). Сама по себе идея, конечно, еще аж с Протона известна. Я имел в виду применение ее в конкретном случае.

А вот были ли случаи осознанного отключения одного из двигателей для снижения тяги без дроселлирования? Мне в голову приходит С-5, у него вроде центральные F1 и J2 отключались, и Атлас-2, по моему - у него движки вообще сбрасывались ;-).

ЦитироватьНу, по поводу МОЕ - это я погорячился, в процессе спора с Технократом ;-). Сама по себе идея, конечно, еще аж с Протона известна. Я имел в виду применение ее в конкретном случае.

А вот были ли случаи осознанного отключения одного из двигателей для снижения тяги без дроселлирования? Мне в голову приходит С-5, у него вроде центральные F1 и J2 отключались, и Атлас-2, по моему - у него движки вообще сбрасывались ;-).

У Атласа пара движков сбрасывалась изначально. Центральные двигатели у Сатурна отключались.
У Н-1, при штатной работе двигателей первой ступени, на конечном этапе должны были отключаться 6 центральных движков. Если происходили аварии двигателей, то в зачет шли аварийные и диаметральные им двигатели.
У некоторых ракет на время отключается маршевый двигатель второй ступени, и полет продолжается на управляющих движках.
Т.ч. различные виды "дросселирования" активно применяются.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа, об этом. Спасибо.
Очень прошу подробно рассказать все, что имеете по этому рисунку. Кто сделал, что изображено и какие предполагаются характеристики. Я мимо этого рисунка проскочил.

Как найду откуда я эту картинку взял, сразу выложу. Пока только картинка  :(

Ищи поскорее. Мне не терпится узнать, цилиндрический ли там ЦБ, или я это сам выдумал :D  :D

На картинке изображена РН "Союз-3"/"Онега" с ПКК "Клипер" образца "лета 2005г.". Ее блок 2-й ступени в большинстве вариантов весьма похож на таковой от РН "Аврора" (см. НК №6.2001). Диаметр верхней цилиндрической части - 3440, нижней - 2660.
Блок 3-ей ступени РН "Союз-3"/"Онега" - кислородно-водородный. Масса ПН на НОО - до 15т.

Спасибо за инфу.
Значит, что благодаря недоразумению возникла свежая идея. Я тут ее слегка домозгую и расскажу народу, что получилось :D

По метану.
Тут была в свое время ругань. Я тогда не встрял.  :D
Я в свое время приметил, что соотношение компонентов метан-кислород близко к АТ-НДМГ. Тогда я попробовал "залить" эту пару в Протон. Правда пришлось удлинить боковушки за счет скошеных конусов и залить 2-ю и 3-ю ступени под завязочку (двигатели пришлось ставить в ведра, а лучше делать их утопленниками). Получилась ракета несколько более легкая, за счет горючего, и слегка с большей ПН, примерно 21 т.
Выигрыша почти нет, но за то можно запускать с любого космодрома не боясь экологов :D
Выводы о необходимости такой ракеты делайте сами.

На досуге поищу расчеты и выложу их.

Уважаемый, ваша гимнастика ума скореее всего останется только гимнастикой, потому что государство уже ничего не способно построить, а частников нет, и вряд ли будут. В любом случае у государства есть уже проекты и оно отказываться от них в вашу пользу не будет, если вы способны создать частную фирму и делать то что вы предлагаете, тогда это совсем другое дело, но вы отказались от этого, так кто другой возьмется?

Я вот предлагаю совершенствовать Энергию, это гораздо более перспективно, и можно провернуть в будущей частной компании, если нам ее позволят создать. Кто хочет - пусть присоединяется. А то здесь Энергию опять уже закрыли...

Ревнимировать Энергию?
а) Зачем?
б) На чьи деньги?

Вопрос закрыт.

Тут я посмотрел, народ про перелив печалится :D
И еще вспомнил, что предлагали тут ракету о девяти одинаковых блоках:
третья ступень - 1 блок
вторая ступень - 2 блока по бокам
третья ступень - 2 триплета.

В свое время перед сном, между зевками, я продумывал схему без перелива. Я задумал поставить в триплеты по четыре двигателя, в боковушки - по два таких же двигателя, и в центр - один такой двигатель. При одинаковом расходе двигателей, после сброса триплетов, в боковушках останется по 50%, а в центре - 75% топлива. После сброса боковушек, в центре останется 50% топлива.
Я прикинул блок с 40 т топлива, и 4 т конструкции. Для кислород-керосиновых двигателей с импульсом от РД-107и общей стартовой массе в 405 т, масса ПН составила 9 т.
Тогда я посчитал вариант с переливом, когда каждая следующая ступень оказывается заправленной под завязку. Для тех же блоков масса ПН составила 12,6 т.
Правда, первую схему можно улучшить, если уменьшать расход топлива на последующих ступенях за счет уменьшения тяги двигателей более, чем в два раза.
Я сделал расчет, когда расходы топлива двигателей в каждом из блоков первой, второй и третьей ступеней соотносятся как 5:3:1. Тогда масса ПН достигла 10,6 т.

Решайте сами, стоит ли реализовывать такую схему ракеты, и стоит ли заморачиваться с переливом.

ЦитироватьУважаемый, ваша гимнастика ума скореее всего останется только гимнастикой, потому что государство уже ничего не способно построить, а частников нет, и вряд ли будут. В любом случае у государства есть уже проекты и оно отказываться от них в вашу пользу не будет, если вы способны создать частную фирму и делать то что вы предлагаете, тогда это совсем другое дело, но вы отказались от этого, так кто другой возьмется?

Я вот предлагаю совершенствовать Энергию, это гораздо более перспективно, и можно провернуть в будущей частной компании, если нам ее позволят создать. Кто хочет - пусть присоединяется. А то здесь Энергию опять уже закрыли...

По меньшей мере наша гимнастика приносит пользу нам, не давая нам ржаветь. При этом не за госсчет и без скандалов на всех уровнях, включая думу.

А что будет реализовано, а что нет, это мы увидим попозже ... :D

Кстати, Серж. Неужели Вы думаете, что если Энергию возьмутся реанимировать, то это сделают по Вашему совету, а Вас привлекут к реализации этого мероприятия??? :D  :D  :D Только без обид, пожалуйста.
Это по поводу практической деятельности.

Другое дело, не подумайте, что Вам тут, избави Бог, запрещается высказываться с предложениями по поводу модернизации Энергии. Пожалуйста. Мы приветствуем любое оригинальное предложение по поводу модернизации любой существующей, и даже не существующей ракеты.

У Вас есть такие предложения, конкретные. Тогда идите к нам. Обсудим. Если надо, просчитаем. Посмотрим, во что это может вылиться.

Ждем предложений.

ЦитироватьТак...
Ну давай конкретно ;-)

Считается - модульная РН на базе РД-111.

http://www.astronautix.com/engines/rd111.htm

ЦБ - двигатели - два РД-111, тяга - 125(160) тонн х2, УИ - 270(311) сек. Вес ЦБ - 2.5 веса первой ступени Р-9 (10 тонн веса, 200 тонн заправки)

ББ - двигатели - один РД-111, вес - 4 тонны, заправка - 60 тонн.

Третья ступень

Варианты с 0,2,3 ББ - третья ступень Союза, она же - УРМ-2

Масса - 2.5 тонны, заправка 25 тонн, тяга - 30 тонн, УИ - 326 сек.

Варианты с 4, 5 и 6 ББ - вторая ступень новой разработки, диаметр 4м, двигатель - РД-108В (с увеличенным соплом). Масса ступени - 6 тонн, заправка - 60 тонн, тяга двигателя - 95 тонн, УИ - 310 сек.

Варианты с 7 и 8 ББ - первая ступень той же РН, только с вакуумным УИ. Ну, может 2-3 сек добавить на сопловой насадок.

Двигатель ЦБ во всех схемах гасится по условию превышения тяги над текущим весом РН более чем на 20% плюс тяга отключаемого двигателя. Т.е. чтобы оставшиеся двигатели тянули РН с тягой в 120% от веса.

Просчитал варианты под Блок И. Получилась примерно следующая каптина:
Ватиант Зеро (без ускорителей): Мо=243т; Мпн=5,9т;
Ватиант Диод (2ускорителя): Мо=376т; Мпн=10,5т;
Ватиант Триод (3 ускорителя): Мо=442т; Мпн=12,3т;
Ватиант Квартет (4 ускорителя): Мо=507т; Мпн=14,0т;

Далее по тексту вроде идет ошибка. Говорится о новом увеличенном блоке 2-й ступени, которая по массе меньше старого. Видимо имеется ввиду блок третьей ступени, т.е. пакет Вы считаете первой ступенью? Только у него почему то очень низкий удельный импульс. С таким импульсом ракета даже потеряла в ПН, которая составила 13,3т. Впрочем, и при импульсе в 326с, масса ПН выросла очень незначительно, до 14,8т. Судя по всему ракета перетяжелена и вышла из оптимума. Характеристические скорости на режиме 1-й, и особенно 2-й ступеней падают.
В общем, тут какая то ерунда. Проверьте задание.

Фраза про вариант 7 и 8, я не понял. Что за вакуумный УИ на первой ступени? Где сопловой насадок.

Варианты 4,5,6 - по сути установка в качестве третьей ВТОРОЙ ступени Союза. Масса 66 тонн, сухая масса - 6 тонн, тяга двигателя - 95 тонн. УИ.. ну, какой у РД-107 УИ есть, такой и указываю ;-).

Варианты 7,8 - установка в качестве третьей ЕЩЕ ОДНОЙ второй ступени, со слегка увеличенным УИ за счет соплового насадка.

Номер варианта, понятно, считается по числу боковушек ;-).

Прошу заметить - все двигатели - керосинки открытой схемы, 60-х годов разработки, т.е. ракета по цене - на уровне Союза.

ЦитироватьВарианты 4,5,6 - по сути установка в качестве третьей ВТОРОЙ ступени Союза. Масса 66 тонн, сухая масса - 6 тонн, тяга двигателя - 95 тонн. УИ.. ну, какой у РД-107 УИ есть, такой и указываю ;-).

Варианты 7,8 - установка в качестве третьей ЕЩЕ ОДНОЙ второй ступени, со слегка увеличенным УИ за счет соплового насадка.

Номер варианта, понятно, считается по числу боковушек ;-).

Прошу заметить - все двигатели - керосинки открытой схемы, 60-х годов разработки, т.е. ракета по цене - на уровне Союза.

Так дело не пойдет. Третья ступень становится очень перетяжеленной. Дополнительные боковушки конечно слегка увеличивают скорость на участке работы первой ступени, но вторая ступень проваливается, эффективность резко падает. Эффективность ракеты тем больше, чем над более высокой ступенью мы работаем. А тут тянем первую, а вторая ...
Надо наращивать вторую ступень.
Посмотри, что получается:
КвартетТ:  Мо=546т; Мпн=13,3т;
Пентод:  Мо=611т; Мпн=15,1т; (+1,8)
Секстет:  Мо=656; Мпн=16,2т; (+1,1)
Вторая ступень дает прибавку скорости всего: 4-1952м/с, 5-1922м/с, 6-1906м/с

Добавка целой боковушки ради 1,1 т. На самом деле, скорее всего, будет еще меньше. Надо учитывать аккустические колебания. Я где то слышал, что они входят в формулу прочности чуть ли не в пятой степени. Ракету предется подкреплять, и эта тонна уйдет, как нефиг делать. Тут уже никакой экономичностью не пахнет.
Надо немного увеличить вторую ступень, тогда и лишние боковухи не понадобятся.

Господа, буду ещё раз скептиком. ;)

 1. *О метане".

 Метан имеет Офигенный Смысл в том плане, что это Совершенно Экологичное Топливо. :)
 Плюс к тому возможность получить УИ до 380 секунд.

 Но... - Нигде Нет Метановой Заправки... Нет И Никогда Не Было...

 (Последствия этого по-моему должны быть ясны всем.) :)

 2. "О крыльях".

 "Крылья" в той или иной форме имеют смысл даже только по тому, что они обеспечивают устойчивость носителя на всё участке выведения, в результате - более пологая траектория, меньшие потери на гравитационное противодействие.

 Но... - Надо считать как "Весь Этот Сарай" будет вести себя на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях... Это Сложно... :)

 3. "Потенциальная модернизация Союза".

 А не проще "ПН усовершенствовать"? 7 тонн, не так плохо. Может в "консерватории что-то подправить"? ;)
 Союз постоянно модифицировали рассматривая разные варианты, я выше предложил дросселирование ЦБ, но...
 При дросселировании ЦБ разделение произойдёт на меньшей высоте, при бОльших скоростных напорах. Разделение Союза это - "двигатели отворачивают боковушки от центра, потом в верхней части открывается отверстие, где оставшееся давление наддвуа отталкивает концы боковушек от центра".
 Динамика такого разделения проверена практикой. А что в случае других вариантов?

 4. "Ракета на базе РД-111 на основе Р-9".

 Хм... Вполне, а кто это делать будет?
 :)

Ну первое, т.е. последнее. Не надо быть правидцем, чтобы понять, что скорее всего любой вариант, предложенный здесь никто делать не будет.
Зачем тогда все это делать?
Ну, прежде всего я думаю, что здесь у нас должно пастись много народа студенческого и предстуденческого возраста. Они увидят, что оказывается можно не только выдвигать идеи, но даже оценивать их, обсчитывать и сравнивать. Человек, понявший это (а для многих это считается откровением), уже должен будет сдвинуться в практическое русло. Но не так, как некоторые, сразу в генеральные конструкторы, а сначала пойдут учиться, потом на фирму. При этом, ради достижения своих целей, они будут готовы смириться и с некоторыми неудобствами, включая не очень высокую зарплату...
Если этого не случится, то и будущего у нашей космонавтики не будет.
А я иногда о будущем задумываюсь, и вот для этого и сделал такую песочницу.
Раскрутим песочницу, может и будет наша космонавтика снова гордиться генеральными.

Стоит это дело того, чтобы им заниматься? :D
Кто ЗА, поднимите руки! :D

ЦитироватьПосмотри, что получается:
КвартетТ: Мо=546т; Мпн=13,3т;
Пентод: Мо=611т; Мпн=15,1т; (+1,8)
Секстет: Мо=656; Мпн=16,2т; (+1,1)
 

Пентод -- это из другой фильмы... Квинтет, батенька, Квин-тет...

 :D  :D  :D

6П14П :P

ЦитироватьНу первое, т.е. последнее. Не надо быть правидцем, чтобы понять, что скорее всего любой вариант, предложенный здесь никто делать не будет.
Зачем тогда все это делать?
Ну, прежде всего я думаю, что здесь у нас должно пастись много народа студенческого и предстуденческого возраста. Они увидят, что оказывается можно не только выдвигать идеи, но даже оценивать их, обсчитывать и сравнивать. Человек, понявший это (а для многих это считается откровением), уже должен будет сдвинуться в практическое русло. Но не так, как некоторые, сразу в генеральные конструкторы, а сначала пойдут учиться, потом на фирму. При этом, ради достижения своих целей, они будут готовы смириться и с некоторыми неудобствами, включая не очень высокую зарплату...
Если этого не случится, то и будущего у нашей космонавтики не будет.
А я иногда о будущем задумываюсь, и вот для этого и сделал такую песочницу.
Раскрутим песочницу, может и будет наша космонавтика снова гордиться генеральными.

Стоит это дело того, чтобы им заниматься? :D
Кто ЗА, поднимите руки! :D

 Ой не надо зарекаться - а кто знает, что будет лет через 20? ;)

 Я - ЗА, и позднее изложу свои соображения. :)

Цитировать

ЦитироватьПосмотри, что получается:
КвартетТ: Мо=546т; Мпн=13,3т;
Пентод: Мо=611т; Мпн=15,1т; (+1,8)
Секстет: Мо=656; Мпн=16,2т; (+1,1)
 

Пентод -- это из другой фильмы... Квинтет, батенька, Квин-тет...

 :D  :D  :D

Оно, конечно из другой фильмы, но как то больше на пятерку похоже, чем эта квинта (почти пинта) :D

Чем зубоскалить, лучше бы хорошее название проекту придумали. И пользы больше, и автору будет приятнее :D  :D  :D

ЦитироватьЧем зубоскалить, лучше бы хорошее название проекту придумали. И пользы больше, и автору будет приятнее :D  :D  :D

Извините пожалуйста...  :roll:

А насчёт названия... Как Вам "Смычок" ? :D Или "Пиццикато" ?  :D  :D  :D

Цитировать

ЦитироватьЧем зубоскалить, лучше бы хорошее название проекту придумали. И пользы больше, и автору будет приятнее :D  :D  :D

Извините пожалуйста...  :roll:

А насчёт названия... Как Вам "Смычок" ? :D Или "Пиццикато" ?  :D  :D  :D

СпАААсибо! :D
Ну, если уж тут про фильму было сказано, тогда уж лучше Фагот. :D

Ага, ну не выходит - так не выходит ;-) Т.е. вес третьей ступени должен быть пропорционален стартовой тяге. Т.е. для вариантов 4-5-6 берем все ту же Союзовскую ступень, просто увеличиваем заправку до 30 тонн... ну, еще прочность, в общем, сухой вес 3.5 тонны.

Для вариантов с 7 и 8 боковушками... а, ладно, пусть будет метан ;-) - УИ 390 сек, заправка 50 тонн, сухой вес ступени - 7 тонн, тяга двигателя - 90 тонн. И ее же попробовать на 4-5-6.

hcube прикиньте, для ракеты с массовым совершенством 10% для всех ступеней и начальной массой 360 тонн при среднем УИ 3200 полезная нагрузка будет 9-10 тонн...

 Стоит ли связываться опять с Союзом?

ЦитироватьАга, ну не выходит - так не выходит ;-) Т.е. вес третьей ступени должен быть пропорционален стартовой тяге. Т.е. для вариантов 4-5-6 берем все ту же Союзовскую ступень, просто увеличиваем заправку до 30 тонн... ну, еще прочность, в общем, сухой вес 3.5 тонны.

Для вариантов с 7 и 8 боковушками... а, ладно, пусть будет метан ;-) - УИ 390 сек, заправка 50 тонн, сухой вес ступени - 7 тонн, тяга двигателя - 90 тонн. И ее же попробовать на 4-5-6.

Сегодня же прикину.

А вообще надо по моему заходить с другой стороны. Как тут уже отмечали иногда, очень дорог стартовик. Вот сделать бы ракету, которая влезала в Тюльпан, почти не переделанный, и тащила побольше и подешевше.
Т.е. ракета со стартовой массой в 400 т, и встающая на 4 опоры. А там смотрим, что можно удешевить.
А? :D

Да, и подумайте над названием своего проекта, а то тут уже народ веселиться начал :D  :D  :D

Если чтоб в тюльпан влезала - тогда так - 4 боковушки на базе РД-120 (УИ 320/353, тяга 80/95 тонн), массогабарит - Союзовский. Центр - метановый двигатель на базе РД-191, тяга примерно 120-130 тонн, УИ - 390. Масса центра порядка 10 тонн, заправка - 110 тонн. И наверх - водородник - УКВМ - 4.1 диаметр, 4 КВД1-М, УИ - 460. Масса блока - 5 пустой, 40 заправка.

Предлагаемые уточнения к ашкубовскому варианту: в центре - НК-33, а не РД-191; РБ на базе 12КРБ, а не КВРБ - потому что работает ещё при выводе на орбиту, ему долгохранение и сложная СУ не к чему, это должно сэкономить массу (и деньги).

Параметры оптимизации - 1) масса второй ступени 2) параметры третьей... сколько там движков понадобится?.. всё же масса десятки тонн...

ЦитироватьПредлагаемые уточнения к ашкубовскому варианту: в центре - НК-33, а не РД-191; РБ на базе 12КРБ, а не КВРБ - потому что работает ещё при выводе на орбиту, ему долгохранение и сложная СУ не к чему, это должно сэкономить массу (и деньги).

Параметры оптимизации - 1) масса второй ступени 2) параметры третьей... сколько там движков понадобится?.. всё же масса десятки тонн...

Ребята спасибо!
Побольше бы цифирек к блоку, а то искать придется. А пока я посчитаю то, что hcrbe предложил.

Кстати, как у вас там дела с движком продвигаются. Не пора ли под него РН проектировать.
А что, сделаем ракету на 100 г ПН. У кого какие предложения? :D

водородник - УКВМ

УКВМ, а не КВРБ! 4 водородника, а не 1, и в 2 раза больше заправки!

А почему не НК-33 - да потому что производство камер и ТНА РД-191 сейчас есть. А того же для НК-33 - нету.

Так это у вас вроде института..., но к сожалению на далекое время абсолютно бесполезно рассчитывать, скоро будут кардинальные изменения, вы все увидите, единственно можно на самую ближайшую перспективу планировать...
И надежды на появление частных компаний малые, нет желающих для них, и их давят в зародыше...
Кому нужны микроракеты, при том с одним двигателем?...

Хоть и нет смысла совершенствовать Союз, предложу несколько вариантов, хотя я не знаю что у вас предложено, не смог все прочесть
1 Нижняя часть целиком старая, а цб - сверху увеличенный, и движок цб помощнее. 3 ступень тоже увеличенная
2 Боковушки цилиндрические, но габариты их старые, и верх увеличенный.
3 Цб и боковушки одинаковые и взаимозаменяемые, верх увеличенный.

Можно или метан, кстати вроде метановозы возят его жидким, и видел проект перекачки жидкого метана, не знаю где... Можно и еще спец топлива предложить, но только тем, кто возьмется делать...

ЦитироватьТак это у вас вроде института..., но к сожалению на далекое время абсолютно бесполезно рассчитывать, скоро будут кардинальные изменения, вы все увидите, единственно можно на самую ближайшую перспективу планировать...
И надежды на появление частных компаний малые, нет желающих для них, и их давят в зародыше...
Кому нужны микроракеты, при том с одним двигателем?...

Хоть и нет смысла совершенствовать Союз, предложу несколько вариантов, хотя я не знаю что у вас предложено, не смог все прочесть
1 Нижняя часть целиком старая, а цб - сверху увеличенный, и движок цб помощнее. 3 ступень тоже увеличенная
2 Боковушки цилиндрические, но габариты их старые, и верх увеличенный.
3 Цб и боковушки одинаковые и взаимозаменяемые, верх увеличенный.

Можно или метан, кстати вроде метановозы возят его жидким, и видел проект перекачки жидкого метана, не знаю где... Можно и еще спец топлива предложить, но только тем, кто возьмется делать...

Серж спасибо.
Только вот без единой цифры Ваши предложения трудно воспринимать. Дело в том, что в таком виде ваши предложения подходят под огромное количество уже рассматривавшихся проектов.
Добавьте конкретики, тогда будет что обсуждать.

Господа, я предлагаю оставить "извращения" в прошлом. :)

 Или - обычная трёхступенчатая ракета с поперечным делением.
 "Керосиновый Протон" на базе того же Зенита.

 Или - "полный пакет" - все ступени запускаются одновременно на стартовом столе, двигатели второй и третьей ступени питаются за счёт перекачки топлива из баков предидущих ступеней на участке их работы.

 Всё остальное - плохие компромиссы.

ЦитироватьГоспода, я предлагаю оставить "извращения" в прошлом. :)

 Или - обычная трёхступенчатая ракета с поперечным делением.
 "Керосиновый Протон" на базе того же Зенита.

 Или - "полный пакет" - все ступени запускаются одновременно на стартовом столе, двигатели второй и третьей ступени питаются за счёт перекачки топлива из баков предидущих ступеней на участке их работы.

 Всё остальное - плохие компромиссы.

Ворон, ты посмотрел мои расчеты девятиблочной ракеты с запуском всех ступеней на земле. При стартовой массе в 400т с использованием перекачки топлива мы получаем ПН=12т. Это соответствует двухступенчатому Зениту, сделанному без всяких заморочек.

ЦитироватьЕсли чтоб в тюльпан влезала - тогда так - 4 боковушки на базе РД-120 (УИ 320/353, тяга 80/95 тонн), массогабарит - Союзовский. Центр - метановый двигатель на базе РД-191, тяга примерно 120-130 тонн, УИ - 390. Масса центра порядка 10 тонн, заправка - 110 тонн. И наверх - водородник - УКВМ - 4.1 диаметр, 4 КВД1-М, УИ - 460. Масса блока - 5 пустой, 40 заправка.

Ну вот, цифирь очень интересная получилась:
Вариант К-М-В:
Мо=363т; Мпн=18,7т!  Мо/Мпн=19,44

Заверните пожалуйста, покупаю! :D  :D  :D

НК-33 м.б. дешевле, чем РД-191, и лучше тяга к массе.

Ракета с ПН в 100 г не получается. Даже 1 кг не получается. 10 кг - чтобы ПН была как-то заметна на фоне сухой массы последней ступени - выглядит разумным минимумом.

А если многоступенчатый твердотопливник со статически устойчивой схемой (например 3 шашки под 30 градусов друг к другу)? Тогда можно ориентировать ракету в точке разделения, а дальше она будет устойчива сама по себе...

Хотя да, согласен, 10кг - это разумный минимум. Принимая относительную ПН за 1%, получаем массу РН на старте в 1 тонну. Ну, и тягу на старте - тонны полторы минимум.

Цитировать

ЦитироватьГоспода, я предлагаю оставить "извращения" в прошлом. :)

 Или - обычная трёхступенчатая ракета с поперечным делением.
 "Керосиновый Протон" на базе того же Зенита.

 Или - "полный пакет" - все ступени запускаются одновременно на стартовом столе, двигатели второй и третьей ступени питаются за счёт перекачки топлива из баков предидущих ступеней на участке их работы.

 Всё остальное - плохие компромиссы.

Ворон, ты посмотрел мои расчеты девятиблочной ракеты с запуском всех ступеней на земле. При стартовой массе в 400т с использованием перекачки топлива мы получаем ПН=12т. Это соответствует двухступенчатому Зениту, сделанному без всяких заморочек.

 А какое массовое совершенство взято?
 Я считал для массового совершенства 0,1 - "очень плохо" для керосиновой ракеты, даже хуже Союза.

 В Зените есть "заморочка" - запуск второй ступени в полёте.

Итак STEP "к вопросу о мобильном старте". ;)

 Идеи Технократа иногда бывают интересны в общем плане - я задумался о том, как сделать мобильный старт "в чистом поле", допустим есть такая задача.

 Так вот, проще всего сделать некий Одноразовый Стартовый Стол - однократно выдерживающий ракету, но после её старта весь или частично приходящий в негодность.
 Металлоконструкция, например, под 1000 тонн нагрузки не такое уж здоровенное сооружение. Разного рода фермы обслуживания можно отводить в сторону, а "саму железку" делать каждый раз новую. :)

ЦитироватьНК-33 м.б. дешевле, чем РД-191, и лучше тяга к массе.

Ракета с ПН в 100 г не получается. Даже 1 кг не получается. 10 кг - чтобы ПН была как-то заметна на фоне сухой массы последней ступени - выглядит разумным минимумом.

Ну, так я 100 г с испугу взял :D  и с потолка :D  :D
Если удастся 10 кг вывести, так это просто праздник какой то будет!

Вообще, в свое время, я обсуждал с одним своим знакомым, что можно запустить в качестве минимальной ПН. Я предложил сделать катафот, 6 складных стержней под 90 градусов из одной точки. На стержни натягивается металлизированная пленка. Наводим на этот катафот лазерный луч, и получаем ответный сигнал. А товарищ сказал мне, что надо сделать два таких катафота, разнесенных друг от друга на стержне на несколько метров. При этом отражаемый сигнал резко возрастет.
Конечно науки здесь не очень ..., но за то проследить движение такого аппарата можно будет очень далеко. Да и вес его уложится в граммы.
И еще одно замечание. Для выведение такой микро РН на околоземную орбиту понадобится довольно сложная и не малого веса СУ. Как ни странно, как я думаю, гораздо проще в этом случае создать межпланетный аппарат. Ведь в этом случае необходимо только выдержать вертикаль во время старта. А для этого достаточно закрутить ракету :D

ЦитироватьИ еще одно замечание. Для выведение такой микро РН на околоземную орбиту понадобится довольно сложная и не малого веса СУ. Как ни странно, как я думаю, гораздо проще в этом случае создать межпланетный аппарат. Ведь в этом случае необходимо только выдержать вертикаль во время старта. А для этого достаточно закрутить ракету :D

 Фигвам. :)

 А как эта "закрученная ракета" будет лететь первые 15 километров? ;)
 "Зигом-загом" или как? ;)

 (Кстати, она за эти 15 км проходит препротивное состояние - скорость звука преодолевает...) :)

Вообще, если надо вывести микро-ПН, то я бы ставил на электромагнитную пушку ;-). Ставим ее на одноступенчатую ракету, выводим на 100+ км, и стреляем ;-). Как источник можно использовать МГД или турбо-генератор, плюс некий накопитель. Получается полностью многоразовая система. ПН правда отстойная... ну так никто и не требует ;-)

ЦитироватьИтак STEP "к вопросу о мобильном старте". ;)

 Идеи Технократа иногда бывают интересны в общем плане - я задумался о том, как сделать мобильный старт "в чистом поле", допустим есть такая задача.

 Так вот, проще всего сделать некий Одноразовый Стартовый Стол - однократно выдерживающий ракету, но после её старта весь или частично приходящий в негодность.
 Металлоконструкция, например, под 1000 тонн нагрузки не такое уж здоровенное сооружение. Разного рода фермы обслуживания можно отводить в сторону, а "саму железку" делать каждый раз новую. :)

Идея очень интересная. Вопрос только в том, что это должны быть за элементы, которые выдержат старт тысячетонной ракеты один раз, и не смогут выдержать еще десять стартов.
Народ, может кто придумает разумную схему???

А у меня, в связи с этим, возникла совсем ИДИОТСКАЯ идея:
За основу берем любую яму, к примеру от Н-1. Вокруг ставим несколько мачт ферменной конструкции (штук 6,8, или ..., сколько надо) Можно сверху соединить эти мачты дополнительными фермами, тогда конструкция получется жесткой.
Вывозим ракету и вертикализируем ее. Потом с мачт разворачиваем троссы, в количестве, которое выдержит стартовую массу ракеты, и подвешиваем РН выше ЦТ на этих троссах (как на спицах).  Из середины нескольких троссов, по числу ускорителей, протягиваем троссы к основанию ускорителей (дабы РН не раскачивалась).
Т.е. ракета висит на троссах. Равномерность натяга регулируется лебедками.
В момент старта троссы ослабевают, и выдается команда на подрыв пироболтов, освобождающих ракету от троссов (с небольшим замедлением).
Стартовик получается:
а. По своим данным сравнимый с тюльпаном.
б. Полностью универсальным, т.к. максимальная масса запускаемой РН завист только от прочности ферменной конструкции, а вопрос о запуске конкретной РН решается количеством натягиваемых троссов...
ВО! :shock:

Разгромите пожалуйста мою идею в пух и прах, а то ведь могу и шизонуться под Новый год (чего с пьяну не привидится ... :D )
 :D  :D  :D  :D

Цитировать

ЦитироватьИ еще одно замечание. Для выведение такой микро РН на околоземную орбиту понадобится довольно сложная и не малого веса СУ. Как ни странно, как я думаю, гораздо проще в этом случае создать межпланетный аппарат. Ведь в этом случае необходимо только выдержать вертикаль во время старта. А для этого достаточно закрутить ракету :D

 Фигвам. :)

 А как эта "закрученная ракета" будет лететь первые 15 километров? ;)
 "Зигом-загом" или как? ;)

 (Кстати, она за эти 15 км проходит препротивное состояние - скорость звука преодолевает...) :)

У японцев Мю и Лямбды летают без закрутки, за счет стабилизаторов, при этом под углом к горизонту. И ничего. Правда ракеты там поболе, чем предполагается здесь, и вроде некоторые системы наведения имеются.
Думаю, что вертикаль выдержать удастся даже за счет стабилизаторов.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьГоспода, я предлагаю оставить "извращения" в прошлом. :)

 Или - обычная трёхступенчатая ракета с поперечным делением.
 "Керосиновый Протон" на базе того же Зенита.

 Или - "полный пакет" - все ступени запускаются одновременно на стартовом столе, двигатели второй и третьей ступени питаются за счёт перекачки топлива из баков предидущих ступеней на участке их работы.

 Всё остальное - плохие компромиссы.

Ворон, ты посмотрел мои расчеты девятиблочной ракеты с запуском всех ступеней на земле. При стартовой массе в 400т с использованием перекачки топлива мы получаем ПН=12т. Это соответствует двухступенчатому Зениту, сделанному без всяких заморочек.

 А какое массовое совершенство взято?
 Я считал для массового совершенства 0,1 - "очень плохо" для керосиновой ракеты, даже хуже Союза.

 В Зените есть "заморочка" - запуск второй ступени в полёте.

Ну, запуск второй ступени в полете являлся заморочкой в пятидесятых годах. Сейчас эта проблема решается вполне свободно любым Занзибоберским космическим агентством :D

ЦитироватьТак вот, проще всего сделать некий Одноразовый Стартовый Стол - однократно выдерживающий ракету, но после её старта весь или частично приходящий в негодность.

ЕМНИП, у РН "Энергия" был такой многоразовый сегмент - блок Я - адаптер между РН и стартовым столом, так что я думаю что можно такую конструкцию сделать и многоразовой...

ЦитироватьМеталлоконструкция, например, под 1000 тонн нагрузки не такое уж здоровенное сооружение. Разного рода фермы обслуживания можно отводить в сторону, а "саму железку" делать каждый раз новую. :)

Это всё хорошо, только на эти фермы как бы не основная стоимость стола приходится - есть такое подозрение, реальных данных посмотреть не знаю где

Ну и есть ещё такая неприятная штука, как газоотводный лоток...

Из: http://www.inauka.ru/space/article60649.html

" поскольку необходимо дофинансировать уже действующие проекты, в том числе с участием России по кораблям "Союз" и тяжелой ракете "Урал". "


Что за действующий проект "Урал" :?:

ЦитироватьИз: http://www.inauka.ru/space/article60649.html

" поскольку необходимо дофинансировать уже действующие проекты, в том числе с участием России по кораблям "Союз" и тяжелой ракете "Урал". "
Что за действующий проект "Урал" :?:

Я тут нашел одну ссылку:
http://www.rian.ru/analytics/20050712/40894615.html
По ней получается, что "Урал" - это УР-500. Откуда всплыло такое название, ума не приложу. Ранее вспоминали про "Геркулес", но Протон назвали Уралом впервые ... :shock:

Т.ч. Перминов сказал про действующие системы правду (новую правду), и показал, тем самым, свою осведомленность        :D

Цитировать

ЦитироватьИз: http://www.inauka.ru/space/article60649.html

" поскольку необходимо дофинансировать уже действующие проекты, в том числе с участием России по кораблям "Союз" и тяжелой ракете "Урал". "
Что за действующий проект "Урал" :?:

Я тут нашел одну ссылку:
http://www.rian.ru/analytics/20050712/40894615.html
По ней получается, что "Урал" - это УР-500. Откуда всплыло такое название, ума не приложу. Ранее вспоминали про "Геркулес", но Протон назвали Уралом впервые ... :shock:

Т.ч. Перминов сказал про действующие системы правду (новую правду), и показал, тем самым, свою осведомленность        :D

Тогда еще более не понятно. Чего же там европейцы должны дофинансировать??? :shock:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИз: http://www.inauka.ru/space/article60649.html

" поскольку необходимо дофинансировать уже действующие проекты, в том числе с участием России по кораблям "Союз" и тяжелой ракете "Урал". "
Что за действующий проект "Урал" :?:

Я тут нашел одну ссылку:
http://www.rian.ru/analytics/20050712/40894615.html
По ней получается, что "Урал" - это УР-500. Откуда всплыло такое название, ума не приложу. Ранее вспоминали про "Геркулес", но Протон назвали Уралом впервые ... :shock:

Т.ч. Перминов сказал про действующие системы правду (новую правду), и показал, тем самым, свою осведомленность        :D

Тогда еще более не понятно. Чего же там европейцы должны дофинансировать??? :shock:

Ну, обе системы потихоньку развиваются, совершенствуются. Но, видимо, без европейцев и это нам затруднительно делать :D

ЦитироватьЧто за действующий проект "Урал" :?:

Ключевое (французское) слово - Oural.

Цитировать

ЦитироватьЧто за действующий проект "Урал" :?:

Ключевое (французское) слово - Oural.

А Вас такие слова озабочивают? :shock:

Цитировать

ЦитироватьКлючевое (французское) слово - Oural.

А Вас такие слова озабочивают? :shock:

Не понял вопроса.

Чтобы найти что-то по программе "Урал", стоит искать по слову "Oural", поскольку на русский её часто переводят почему-то как "Орёл".

Это видно экспортное название


Правильно говорил Ворон что нужно делать простейшие либо типа Зенита либо составной пакет. что касается пакета то предлагаю пакет из семи ракет диаметром около 2х метров и длиной 23 м и весом 500 т с полезным грузом около 15 т. Можно взять и короче и толще ракеты но тогда они вряд ли войдут в стандартный стартовый стол. зато они все одинаковые и взаимозаменяемые... И все двигатели запускаются на старте... Лучше всего было бы отбрасывать поочередно по одной ракете. Но проще отбросить сначала четыре потом еще две и наконец последнюю.

А для меньших нагрузок можно и меньше пакет делать в пять и даже меньше ракет... А можно и больше пакет с большими нагрузками делать но в стартовый стол не влезет или придется сверху второй пакет ставить...

впрочем меня интересует другой случай типа Зенита но упрощенный и предельно дешевый. вон украинцы не могут простую ракету делать надежно и дешево и Зенит для пилотируемых полетов едва ли годится. В любом случае нужно переделывать и совершенствовать. Надо делать многоразовую из высокопрочной стали или титана. И двигатели нужно предельно упростить и удешевить иначе для коммерческого применения толку мало будет. Собственно достаточно первую ступень переделать а вторую можно готовую брать все равно нужна первая ступень для Энергии в составе пакета..

кто желает может соучавствовать в в проектировании причем не бесплатно но по началу много не обещаем

а то у вас здесь нечто вроде интернет группы инженеров работающих даром просто удивительно даже. хотя может спроектируете что нибудь и найдете себе покупателя на проект... впрочем обычно работают по заказу... а молодежь учить бесполезно - скоро ракетчиков вообще больше не будет. мы как последние из могикан... в это невозможно поверить но это так и есть...

Что вы привязались к этому водороду?. смешно на маленькие ракеты водород ставить. вон американцы и то замучались с ним возиться и уже замену ищут. На метан переходят. А кто знает какая плотность жидкого и твердого метана?
Говорили что низкая - так тогда смысла мало. Разве что попробовать раствор метана в водороде или наоборот...

Вот лучше попробовать серебрин в горючее подмешивать но керосиновые двигатели не выдержат перегрева. тогда стоит попробовать смесь метана и аммиака и серебрина. это потянет хорошо... а может и более мощные добавки...
www.rgh1@pochta.ru

Цитироватьамериканцы и то замучались с ним возиться и уже замену ищут. На метан переходят

Покажите пальцем, где переходят?

Они строят метановый двигатель не просто что бы на стену вешать...

ЦитироватьЭто видно экспортное название


Правильно говорил Ворон что нужно делать простейшие либо типа Зенита либо составной пакет. что касается пакета то предлагаю пакет из семи ракет диаметром около 2х метров и длиной 23 м и весом 500 т с полезным грузом около 15 т. Можно взять и короче и толще ракеты но тогда они вряд ли войдут в стандартный стартовый стол. зато они все одинаковые и взаимозаменяемые... И все двигатели запускаются на старте... Лучше всего было бы отбрасывать поочередно по одной ракете. Но проще отбросить сначала четыре потом еще две и наконец последнюю.

А для меньших нагрузок можно и меньше пакет делать в пять и даже меньше ракет... А можно и больше пакет с большими нагрузками делать но в стартовый стол не влезет или придется сверху второй пакет ставить...

впрочем меня интересует другой случай типа Зенита но упрощенный и предельно дешевый. вон украинцы не могут простую ракету делать надежно и дешево и Зенит для пилотируемых полетов едва ли годится. В любом случае нужно переделывать и совершенствовать. Надо делать многоразовую из высокопрочной стали или титана. И двигатели нужно предельно упростить и удешевить иначе для коммерческого применения толку мало будет. Собственно достаточно первую ступень переделать а вторую можно готовую брать все равно нужна первая ступень для Энергии в составе пакета..

кто желает может соучавствовать в в проектировании причем не бесплатно но по началу много не обещаем

а то у вас здесь нечто вроде интернет группы инженеров работающих даром просто удивительно даже. хотя может спроектируете что нибудь и найдете себе покупателя на проект... впрочем обычно работают по заказу... а молодежь учить бесполезно - скоро ракетчиков вообще больше не будет. мы как последние из могикан... в это невозможно поверить но это так и есть...

Что вы привязались к этому водороду?. смешно на маленькие ракеты водород ставить. вон американцы и то замучались с ним возиться и уже замену ищут. На метан переходят. А кто знает какая плотность жидкого и твердого метана?
Говорили что низкая - так тогда смысла мало. Разве что попробовать раствор метана в водороде или наоборот...

Вот лучше попробовать серебрин в горючее подмешивать но керосиновые двигатели не выдержат перегрева. тогда стоит попробовать смесь метана и аммиака и серебрина. это потянет хорошо... а может и более мощные добавки...
www.rgh1@pochta.ru

Уважаемый гость!
Проект пакета интересный. Но соотношение одинаковых блоков 4/2/1 получается неоптимальным. Слишком большая третья трупень висит на предыдущих. Даже при схеме с перекачкой топлива из предыдущих ступеней при дешевом двигателе (импульс 310с) машина вытянет 10,7т ПН.
Без перекачки ПН окажется еще хуже, при этом придется на блоки разных ступеней ставить двигатели разной тяги, дабы обеспечить разный расход топлива.
Для доведения ПН свыше 14т импульс двигателей должен перевалить за 330с. Сами понимаете, что увеличение импульса резко удорожит стоимость ракеты.
При этом ракеты на меньшее количество блоков становятся сразу еще хуже. Уж больно тяжелой будет верхняя ступень.
Сомнительные преимущества для массовой ракеты.

Кстати. Ни кто из здесь присутствующих не говорит, что работа бесплатно, это их принцип.
Если Вы тот самый меценат, который готов платить, то можно и поработать.  :D Ваши предложения ...

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКлючевое (французское) слово - Oural.

А Вас такие слова озабочивают? :shock:

Не понял вопроса.

Чтобы найти что-то по программе "Урал", стоит искать по слову "Oural", поскольку на русский её часто переводят почему-то как "Орёл".

А что, у них там море информации про Урал? Тогда мы похожи на рогатого мужа, который обо всем узнает последним :D

ЦитироватьА у меня, в связи с этим, возникла совсем ИДИОТСКАЯ идея:
За основу берем любую яму, к примеру от Н-1. Вокруг ставим несколько мачт ферменной конструкции (штук 6,8, или ..., сколько надо) Можно сверху соединить эти мачты дополнительными фермами, тогда конструкция получется жесткой.
Вывозим ракету и вертикализируем ее. Потом с мачт разворачиваем троссы, в количестве, которое выдержит стартовую массу ракеты, и подвешиваем РН выше ЦТ на этих троссах (как на спицах).  Из середины нескольких троссов, по числу ускорителей, протягиваем троссы к основанию ускорителей (дабы РН не раскачивалась).
Т.е. ракета висит на троссах. Равномерность натяга регулируется лебедками.
В момент старта троссы ослабевают, и выдается команда на подрыв пироболтов, освобождающих ракету от троссов (с небольшим замедлением).
Стартовик получается:
а. По своим данным сравнимый с тюльпаном.
б. Полностью универсальным, т.к. максимальная масса запускаемой РН завист только от прочности ферменной конструкции, а вопрос о запуске конкретной РН решается количеством натягиваемых троссов...
ВО! :shock:

Разгромите пожалуйста мою идею в пух и прах, а то ведь могу и шизонуться под Новый год (чего с пьяну не привидится ... :D )
 :D  :D  :D  :D

Такую идею в самом деле тольо под НГ выдвинуть можно... Но что-то в ней есть :)
По крайней мере избавимся от замшелых консерваторов (помрут, когда такое увидят  :lol:  :lol: )

ЦитироватьЭто всё хорошо, только на эти фермы как бы не основная стоимость стола приходится - есть такое подозрение, реальных данных посмотреть не знаю где
Ну и есть ещё такая неприятная штука, как газоотводный лоток...

А нафига эти фермы вообще нужны? Что у нынешней ракеты нуждается в обслуживании?
Если старт "грузовой" - то нужна только труба для заправки верхних ступеней, но её вполне можно на саму ракету повесить.

А газоотводный лоток - это просто большая яма, её в принципе даже бетонировать необязательно, ну выдует сколько-там тонн песка при старте...

ЦитироватьОни строят метановый двигатель не просто что бы на стену вешать...

А теперь смотрим, куда они будут ставить этот метановый РД, и медленно соображаем, почему...

Цитировать

ЦитироватьА у меня, в связи с этим, возникла совсем ИДИОТСКАЯ идея:
За основу берем любую яму, к примеру от Н-1. Вокруг ставим несколько мачт ферменной конструкции (штук 6,8, или ..., сколько надо) Можно сверху соединить эти мачты дополнительными фермами, тогда конструкция получется жесткой.
Вывозим ракету и вертикализируем ее. Потом с мачт разворачиваем троссы, в количестве, которое выдержит стартовую массу ракеты, и подвешиваем РН выше ЦТ на этих троссах (как на спицах).  Из середины нескольких троссов, по числу ускорителей, протягиваем троссы к основанию ускорителей (дабы РН не раскачивалась).
Т.е. ракета висит на троссах. Равномерность натяга регулируется лебедками.
В момент старта троссы ослабевают, и выдается команда на подрыв пироболтов, освобождающих ракету от троссов (с небольшим замедлением).
Стартовик получается:
а. По своим данным сравнимый с тюльпаном.
б. Полностью универсальным, т.к. максимальная масса запускаемой РН завист только от прочности ферменной конструкции, а вопрос о запуске конкретной РН решается количеством натягиваемых троссов...
ВО! :shock:

Разгромите пожалуйста мою идею в пух и прах, а то ведь могу и шизонуться под Новый год (чего с пьяну не привидится ... :D )
 :D  :D  :D  :D

Такую идею в самом деле тольо под НГ выдвинуть можно... Но что-то в ней есть :)
По крайней мере избавимся от замшелых консерваторов (помрут, когда такое увидят  :lol:  :lol: )

Ну дыть не спорю, идея БРЕДАНУЛА в голову как раз, когда на работе Старый год провожали! Между тостом "За присутствующих дам!", и "За тех, кто в космосе!":D
Кстати, не за горами день Смеха. Не организовать ли нам конкурс на разработку самой бредовой идеи в ракетной технике. :D
Кто ЗА, поднимите рюмки :D  :D  :D

тросы можно просто вставлять в прорези на ракете, которые вниз вываливаются, и они сами слетят когда ракета пойдет вверх.

Нам как раз нечто подобное для сверхтяжелой ракеты нужно

Цитироватьтросы можно просто вставлять в прорези на ракете, которые вниз вываливаются, и они сами слетят когда ракета пойдет вверх.

Нам как раз нечто подобное для сверхтяжелой ракеты нужно

Мысль интересная. Хотя на корпусе тогда снаружи должно появиться кольцо с прорезями, торчащее за габарит. Это не улучшит аэродинамику и вес конструкции. Т.е. я в уме держал такое охватывающее кольцо, которое собирается из сегментов на пироболтах. В момент старта это все подрывается, разделяется на сегменты и оттягивается тросами в стороны.
Впрочем, для очень большой ракеты, можно и не отделять.

ЦитироватьА у меня, в связи с этим, возникла совсем ИДИОТСКАЯ идея:
За основу берем любую яму, к примеру от Н-1. Вокруг ставим несколько мачт ферменной конструкции (штук 6,8, или ..., сколько надо) Можно сверху соединить эти мачты дополнительными фермами, тогда конструкция получется жесткой.
Вывозим ракету и вертикализируем ее. Потом с мачт разворачиваем троссы, в количестве, которое выдержит стартовую массу ракеты, и подвешиваем РН выше ЦТ на этих троссах (как на спицах). Из середины нескольких троссов, по числу ускорителей, протягиваем троссы к основанию ускорителей (дабы РН не раскачивалась).
Т.е. ракета висит на троссах. Равномерность натяга регулируется лебедками.
В момент старта троссы ослабевают, и выдается команда на подрыв пироболтов, освобождающих ракету от троссов (с небольшим замедлением).

Простите, не удержался.
STEP вы забыли про связи "земля-борт". Кабели, пневмокоммуникации, заправочные магистрали, рукава термостатирования. Чтобы их подстыковать надо предусмотреть какие-нибудь площадочки обслуживания у борта. Да и тросы к ракете как прикрепить? Надо бы придумать механизм который бы поддерживал эти коммуникации и отводил их от борта при старте. Тросы тоже нельзя бесконтрольно оставлять. Вдруг хлестнут по ракете.

ЦитироватьА нафига эти фермы вообще нужны? Что у нынешней ракеты нуждается в обслуживании?

Так вроде здесь что-то вроде "семерки" конструируют? У неё этих лючков .... много вообщем.

По-моему мнению про "яму" и "несколько тонн песка" это очень смелое утверждение. Консерваторы померли. Сразу видно, что человек в своей жизни рассчитал не один газоотражатель с газоходом. :)

Цитировать

ЦитироватьА у меня, в связи с этим, возникла совсем ИДИОТСКАЯ идея:
За основу берем любую яму, к примеру от Н-1. Вокруг ставим несколько мачт ферменной конструкции (штук 6,8, или ..., сколько надо) Можно сверху соединить эти мачты дополнительными фермами, тогда конструкция получется жесткой.
Вывозим ракету и вертикализируем ее. Потом с мачт разворачиваем троссы, в количестве, которое выдержит стартовую массу ракеты, и подвешиваем РН выше ЦТ на этих троссах (как на спицах). Из середины нескольких троссов, по числу ускорителей, протягиваем троссы к основанию ускорителей (дабы РН не раскачивалась).
Т.е. ракета висит на троссах. Равномерность натяга регулируется лебедками.
В момент старта троссы ослабевают, и выдается команда на подрыв пироболтов, освобождающих ракету от троссов (с небольшим замедлением).

Простите, не удержался.
STEP вы забыли про связи "земля-борт". Кабели, пневмокоммуникации, заправочные магистрали, рукава термостатирования. Чтобы их подстыковать надо предусмотреть какие-нибудь площадочки обслуживания у борта. Да и тросы к ракете как прикрепить? Надо бы придумать механизм который бы поддерживал эти коммуникации и отводил их от борта при старте. Тросы тоже нельзя бесконтрольно оставлять. Вдруг хлестнут по ракете.

ЦитироватьА нафига эти фермы вообще нужны? Что у нынешней ракеты нуждается в обслуживании?

Так вроде здесь что-то вроде "семерки" конструируют? У неё этих лючков .... много вообщем.

По-моему мнению про "яму" и "несколько тонн песка" это очень смелое утверждение. Консерваторы померли. Сразу видно, что человек в своей жизни рассчитал не один газоотражатель с газоходом. :)

Ну, коль проявился такой интерес к моей ИДИОТСКОЙ идее, то давайте немного поконструируем.
Свое видение системы крепления троссов я предложил выше. Я предлагал разделяемый на сегменты сбрасываемый наружный бандаж, на который эти троссы и крепятся.
Оригинальную идею предложил Серж. ЕЕ можно представить так: снаружи по корпусу приделан П-образный шпангоут. На наружной поверхности прорезаны клинообразные пазы по числу тросов. На концах тросов элементы, которые встают в эти пазы. При подъеме ракеты эти элементы выпадают, и троссы освобождаясь, опадают.

Дабы троссы не ударили по корпусу, их можно снабдить амортизаторами, которые при отделении троссов оттянут их в сторону от ракеты. Такая схема лучше реализуется в первой схеме крепления троссов.

Обслуживающие системы можно выполнить в виде "ящиков", которые разместить в нужных местах на корпусе ракеты на пироболтах. К ним протянуть кабели и заправочные трассы. В момент старта, или перед, такие ящики отстреливаются и повисают на троссах.

У кого, что еще?

Ну, а яму, конечно надо бетонировать :D

А зачем вообще нужна яма? Если уж у нас тросовый подвес, его можно сделать на любой высоте - просто мачты нарастить повыше, и все. Если РН подвешена на 50-80 метрах, то факел на поверхности уже 'размыт' и газоотвод не нужен вовсе. На классических столах газоотвод сделан исходя из удобства подвоза ракеты - чтобы установка ракеты шла в плоскости стола.

В том числе, в принципе, можно сделать тороидальный дирижабль, достаточно большого радиуса внутреннего круга чтобы пропустить факел РН без повреждения. И поднимать РН на нем ;-). А чтобы не улетел в стратосферу - заякорить его тросами, которые воспримут нагрузку после старта РН ;-).

ЦитироватьА зачем вообще нужна яма? Если уж у нас тросовый подвес, его можно сделать на любой высоте - просто мачты нарастить повыше, и все. Если РН подвешена на 50-80 метрах, то факел на поверхности уже 'размыт' и газоотвод не нужен вовсе. На классических столах газоотвод сделан исходя из удобства подвоза ракеты - чтобы установка ракеты шла в плоскости стола.

В том числе, в принципе, можно сделать тороидальный дирижабль, достаточно большого радиуса внутреннего круга чтобы пропустить факел РН без повреждения. И поднимать РН на нем ;-). А чтобы не улетел в стратосферу - заякорить его тросами, которые воспримут нагрузку после старта РН ;-).

Браво!
Поднимаем все перед стартом на высоту несколько километров, все же атмосфЭра поразряженнее. И, главное, проблемы с возвратом платформы нет: притянул троссами назад к Земле, и ни какой перебаластировки :D

У кого что еще? Через шизофренизмы избавляемся от оков традиционного инженерного мышления ... :D  :D  :D

STEP идея ничего так себе, кстати. :)

 Причём всякая там пиротехника на креплении ракеты может быть и ненужна - пока ракета висит она сжимает своим весом некое "кольцо", а после того, как тяга превысила вес оно просто разваливается освобождая ракету.
 Примерно то же самое, что у Союза.

ЦитироватьSTEP идея ничего так себе, кстати. :)

 Причём всякая там пиротехника на креплении ракеты может быть и ненужна - пока ракета висит она сжимает своим весом некое "кольцо", а после того, как тяга превысила вес оно просто разваливается освобождая ракету.
 Примерно то же самое, что у Союза.

Ну, главное подвесить, а уж разваливать мы умеем :D

Кстати, есть среди нас специалисты по троссам. А то вот Серж заказал троссовую установку на 1000-тонный носитель. Интересно, сколько троссов понадобится?

Кстати, по поводу отвода тросов. Если мы подвесим ракету достаточно высоко, то мы можем дополнительно подвесить еще систему ферм, аналогичню семерочной, специально для развода тросов в стороны. Отличие от семерочной в том, что она не несет нагрузки (только обеспечивает прижим крепежных блоков к РН), и поэтому может быть в десятки раз легче.  

Хотя честно говоря, раз уж пошла пьянка с дирижаблем, я бы его конструктивно как стол и оформлял ;-). Все равно так и так подвесные фермы есть.

Кстати о дирижабле. Если он имеет диаметр скажем в 150 метров (длина окружности - 1 километр), подьемная сила должна быть порядка 700-1000 тонн (200 - 300 тонн на конструкцию), т.е обьем - порядка 800 тысяч кубометров.  При длине баллона в 1 км это соответсвует сечению в 800 м2. Принимая баллон круглым, получаем диаметр тора в 40 метров. Т.е. внутренняя дырка - 110 метров, внешний диаметр - 190 метров.

ЦитироватьКстати, по поводу отвода тросов. Если мы подвесим ракету достаточно высоко, то мы можем дополнительно подвесить еще систему ферм, аналогичню семерочной, специально для развода тросов в стороны. Отличие от семерочной в том, что она не несет нагрузки (только обеспечивает прижим крепежных блоков к РН), и поэтому может быть в десятки раз легче.  

Хотя честно говоря, раз уж пошла пьянка с дирижаблем, я бы его конструктивно как стол и оформлял ;-). Все равно так и так подвесные фермы есть.

Кстати о дирижабле. Если он имеет диаметр скажем в 150 метров (длина окружности - 1 километр), подьемная сила должна быть порядка 700-1000 тонн (200 - 300 тонн на конструкцию), т.е обьем - порядка 800 тысяч кубометров.  При длине баллона в 1 км это соответсвует сечению в 800 м2. Принимая баллон круглым, получаем диаметр тора в 40 метров. Т.е. внутренняя дырка - 110 метров, внешний диаметр - 190 метров.

Ну вот и до цифр дело дошло. Это уже ориентир. Большое спасибо.

При дырке в 110 м получаем:
а. Вполне защищенную от факела ракеты конструкцию.
б. Хочешь, не хочешь, а ракету придется подвешивать на троссах. Тут жесткий стол не пройдет ни по каким показателям.

При таких габпритах эллинг для аэростатного стола получается таким, что на первом этаже можно устроить сборочный цех РН. Там же ракета вертикализируется и зацепляется троссами за аэростол. Потом производится заправка ракеты, открывается крыша и стол с ракетой поднимается на безопасную высоту. Защитная крыша закрывается, после чего осуществляется старт ракеты. Потом аэростол затаскивается на прежнее место, где к нему крепится следующая ракета.
Дабы обеспечить безопасность сборочного цеха на случай аварии РН, можно аэростол оттащить немного в сторону с помощью дополнительных троссов.

Вот такой проектик получается :D

Ой hcube

В школе нас учили, что L=2*Пи*R=Пи*D,
т.е. при диаметре 150м длина окружности около 500 м, а не 1км. :(
Проверь пожалста свои расчеты.

Не нашел я в Интернете упрощенного расчета подъемной силы крыла. Но в чем ошибочны рассуждения: На первой ступени крепятся два крыла площадью 100 кв. м. Причем самой простой формы и конструкции. Без механизации, рулей, элеронов. Минимальный вес и прочность, при существующей площади – это все что нужно от крыла. Его задача – помощь в разгоне ракеты до 600 км/ч. Если у Боинга подъемная сила компенсирует 25...30% энергозатрат,  то, допустив от неоптимального крыла 5..10%, получаем 15...30 т прибавки от поднимаемых 300т . Старт вертикальный. При скорости автомобиля на старте польза от крыльев все равно мала. Далее угол атаки ракеты выдерживается 30..60 градусов. На скоростях выше 600 км/ч отстреливаются дозвуковые крылья. Остаются сверхзвуковые, то же по принципу минимального веса, максимальной прочности. Они работают до отделения первой ступени. Крылья пристыковываются на стартовом столе.

ЦитироватьНе нашел я в Интернете упрощенного расчета подъемной силы крыла. Но в чем ошибочны рассуждения: На первой ступени крепятся два крыла площадью 100 кв. м. Причем самой простой формы и конструкции. Без механизации, рулей, элеронов. Минимальный вес и прочность, при существующей площади – это все что нужно от крыла. Его задача – помощь в разгоне ракеты до 600 км/ч. Если у Боинга подъемная сила компенсирует 25...30% энергозатрат,  то, допустив от неоптимального крыла 5..10%, получаем 15...30 т прибавки от поднимаемых 300т . Старт вертикальный. При скорости автомобиля на старте польза от крыльев все равно мала. Далее угол атаки ракеты выдерживается 30..60 градусов. На скоростях выше 600 км/ч отстреливаются дозвуковые крылья. Остаются сверхзвуковые, то же по принципу минимального веса, максимальной прочности. Они работают до отделения первой ступени. Крылья пристыковываются на стартовом столе.

Видимо придется поступать проще. Можно создать систему, у которой для дозвукового и сверхзвукового режимов имеются свои ДУ (ступени), и на этих ступенях соответственно расположить дозвуковые и сверхзвуковые крылья. Кончается дозвуковой режим, сбрасывается дозвуковой ускоритель с дозвуковыми крыльями. Далее полет на сверхзвуковой со сверхзвуковыми. Кончилась атмосфера, отбрасываем ... и летим на ракетной ступени. В этом варианте заметно упрощается система сброса крыльев ... мне так кажется :D

>вы забыли про связи "земля-борт". Кабели, пневмокоммуникации, заправочные магистрали, рукава термостатирования. Чтобы их подстыковать надо предусмотреть какие-нибудь площадочки обслуживания у борта.

На Циклоне-4 все эти Кабели, пневмокоммуникации, заправочные магистрали, рукава термостатирования выведены на торец РН, тогда все легко автоматизируется и никаких площадочек не надо.  :D

>Не нашел я в Интернете упрощенного расчета подъемной силы крыла. Но в чем ошибочны рассуждения: На первой ступени крепятся два крыла площадью 100 кв. м. Причем самой простой формы и конструкции. Без механизации, рулей, элеронов...

А зачем вобще крылья на первую ступень городить - она и так неплохо летает? Поставить сразу сверхзвуковые крылья на второй ступени - и меньше, и легче. Но вторую ступень тогда делать с увеличенной заправкой, а с первой часть топлива соответственно слить - пускай она только до 1,5 М разгоняет. Быстро, просто, дешево и сердито  :D

Ой, чувствую зарегистрироваться пора  :D  :D  :D

Ммм... ну, да, промахнулся. Но собстенно это ничего не меняет - ну будет диаметр тора 60м, а дырка - 90, это не суть принципиально.

По поводу ферм - позволю не согласиться. Фермы бывают разные. В том числе, ферма может быть вертикально-протяженной. Собственно, ферма на моногруз в 300 тонн, длиной 150 метров - это мост. Пролет моста. Применительно к дирижаблю - силовая схема такая - под оболочкой - силовое кольцо. От него равномерно к центру сходится 8 штук ферм. Которые сведены попарно к узлам крепления рычагов удержания боковушек - сведенных в два силовых кольца с вертикальными распорами. Аэростат 'надевается' на вертикально установленную РН, та встает на упоры, и после этого уже заправляется.

И на эту чуду - метаново-водородную семерку ;-). ПН будет за 20 тонн, я так понимаю? ;-)

Кстати, к вопросу об эллинге... это неэкономно, дорогой (с) ;-) Нельзя ли стол без нагрузки загнать на 10+ километров высоты, и там так и держать, спуская только для установки и запуска РН? Оболочку сделать из металлической фольги, ей ультрафиолет не страшен ;-). Заодно получится великолепная метеостанция ;-).

ЦитироватьМмм... ну, да, промахнулся. Но собстенно это ничего не меняет - ну будет диаметр тора 60м, а дырка - 90, это не суть принципиально.

По поводу ферм - позволю не согласиться. Фермы бывают разные. В том числе, ферма может быть вертикально-протяженной. Собственно, ферма на моногруз в 300 тонн, длиной 150 метров - это мост. Пролет моста. Применительно к дирижаблю - силовая схема такая - под оболочкой - силовое кольцо. От него равномерно к центру сходится 8 штук ферм. Которые сведены попарно к узлам крепления рычагов удержания боковушек - сведенных в два силовых кольца с вертикальными распорами. Аэростат 'надевается' на вертикально установленную РН, та встает на упоры, и после этого уже заправляется.

И на эту чуду - метаново-водородную семерку ;-). ПН будет за 20 тонн, я так понимаю? ;-)

Кстати, к вопросу об эллинге... это неэкономно, дорогой (с) ;-) Нельзя ли стол без нагрузки загнать на 10+ километров высоты, и там так и держать, спуская только для установки и запуска РН? Оболочку сделать из металлической фольги, ей ультрафиолет не страшен ;-). Заодно получится великолепная метеостанция ;-).

10 км, это хорошо. Но спускать всю эту штуку придется. А там за три минуты ракету не подвесишь, троссы надо закрепить, проверить, ракету заправить, проверить,  и т.д, и т.п. А тут ветер подул, осадки разные, дождик, град. Оболочку в дрызг разнесет. Нееет, без эллинга никак не получится ... :(

Да, я на предыдущей странице просил расчеты проверить. Сдается мне, что Новый год был отмечен хорошо, с чем и поздравляю. Иначе как можно было везде радиус с диаметром перепутать.  Разьве что если в глазах двоилось:D  :D  :D

Цитировать

ЦитироватьМмм... ну, да, промахнулся. Но собстенно это ничего не меняет - ну будет диаметр тора 60м, а дырка - 90, это не суть принципиально.

По поводу ферм - позволю не согласиться. Фермы бывают разные. В том числе, ферма может быть вертикально-протяженной. Собственно, ферма на моногруз в 300 тонн, длиной 150 метров - это мост. Пролет моста. Применительно к дирижаблю - силовая схема такая - под оболочкой - силовое кольцо. От него равномерно к центру сходится 8 штук ферм. Которые сведены попарно к узлам крепления рычагов удержания боковушек - сведенных в два силовых кольца с вертикальными распорами. Аэростат 'надевается' на вертикально установленную РН, та встает на упоры, и после этого уже заправляется.

И на эту чуду - метаново-водородную семерку ;-). ПН будет за 20 тонн, я так понимаю? ;-)

Кстати, к вопросу об эллинге... это неэкономно, дорогой (с) ;-) Нельзя ли стол без нагрузки загнать на 10+ километров высоты, и там так и держать, спуская только для установки и запуска РН? Оболочку сделать из металлической фольги, ей ультрафиолет не страшен ;-). Заодно получится великолепная метеостанция ;-).

10 км, это хорошо. Но спускать всю эту штуку придется. А там за три минуты ракету не подвесишь, троссы надо закрепить, проверить, ракету заправить, проверить,  и т.д, и т.п. А тут ветер подул, осадки разные, дождик, град. Оболочку в дрызг разнесет. Нееет, без эллинга никак не получится ... :(

Да, я на предыдущей странице просил расчеты проверить. Сдается мне, что Новый год был отмечен хорошо, с чем и поздравляю. Иначе как можно было везде радиус с диаметром перепутать.  Разьве что если в глазах двоилось:D  :D  :D

Извиняюсь :oops:  Я тоже видимо хорошо праздновал, начало невнимательно прочитал. :oops:
В уме, на вскидку, у меня тоже 60м прикинулось. В принципе, даже лучше. 90м дырки достаточно, и при этом система подвески легче окажется.

Уважаемые коллеги! По вам же просто \"Полет в будущее\" имени Хайнлайна плачет (http://www.heinleincontest.info)! Проект-два вполне можно было бы сделать силами сложившегося распределенного авторского коллектива ;-) Товарищ STEP, ты как? Всяческую поддержку гарантируем. Свяжитесь - сами-знаете-с-кем, или по адресу внутри ссылки!

Да, еще плюс летающего стола - он считай самоходный ;-)

Можно на него навесить бак керосина весом с семерку, пяток ТРДД от Ил-76 - и можно передислоцироваться на остров Рождества своим ходом ;-) Еще и РН можно с собой незаправленнуют тащить на штатной подвеске.

А ПН оттуда вырастет процентов на 10, не меньше ;-). У Боинга есть 'морской старт', а у нас будет 'высотный' ;-).

Кстати, с него можно если нормально сделать конструкцию, и обычные Союзы пускать тоже.

По поводу конкурса... надо сначала определиться, КАКУЮ ЗАДАЧУ МЫ РЕШАЕМ. Удешеввления старта, увеличения ПН, повышения мобильности старта... какую? ;-)

Задача - получение денег :D

Я вот на счет дирижабля такую вещь не пойму - ракета ж когда заправленная не мало весит. Если ее с дирижабля скинуть он должен вверх ринуться :D  , а ракета в первые несколько секунд сравнительно медленно поднимается. Так не догонит ли дирижабль ракету, или я просто не внимательно читал и этот вопрос уже обсуждался?  :D

Дирижопель привязной, и никуда после старта ракеты он не ринется.

Тогда зачем он нужен вобще, если его привязывать? Тогда уже лучше пусть стол с ракетой возит, а когда привезет куда надо, стол на землю поставить и дирижабль подальше отогнать (как СКС в Морском старте)

Про \\\"Урал\\\" - как-то здесь задавался вопрос - так это вот что:

16-03-05 19:46
Сотрудничество. Подписано соглашение между Роскосмосом и КНЕС по программе
перрспективных РН.
15 марта с.г. в Париже Руководитель Роскосмоса Анатолий Перминов и
Президент КНЕС Янник дЭската подписали соглашение по будущим носителям и
пилотируемым полетам.
Программа УРАЛ, инициированная Францией, но которая в будущем станет
европейской, предполагает разработку и изготовление технологических
демонстраторов, предназначенных для будущей разработки носителя в
кооперации с Россией.
Общее желание сотрудничать в области будущих носителей полностью проявилось
в проведении 14-15 декабря 2004 года в Москве организованного совместно
Посольством Франции, Роскосмосом и КНЕСом семинара по возвращаемым
носителям, позволившего совершить плодотворный обмен техническими идеями.
Конечной целью этой программы сотрудничества является возможность
реализации к 2020 году экономически эффективной, обладающей повышенной проч
ностью и надежностью, экологически безопасной системы с тем, чтобы
приступить к задачам по запуску, транспортировке и обслуживанию спутников,
космических кораблей и орбитальных станций.
Такое сотрудничество с Россией, в частности, через совместное изготовление
демонстраторов, должно позволить, на базе опыта российской промышленности,
подготовку возможной будущей общей разработки, основываясь на сближении
технической культуры российских и европейских предприятий. Разработка ключ
евых технологий требует реализации многочисленных исследовательских и
экспериментальных работ, которые позволят, в частности, поддержать
компетенцию европейских коллективов.
Сотрудничество исследовательско-технологического типа в секторе носителей
было начато в 1991 году в области жидкотопливных двигателей. Эта область
перешла в работы аван-проекта по будущим носителям и, в частности,
возвращаемым. Предметом соглашения являются средние и тяжелые носители -
преемники Ариана-5 (доставка на орбиты LEO, GTO, GEO, MEO, SSO) -
одноразовые, частично возвращаемые (первая ступень или бустер) и
возвращаемые.

Большое спасибо за ссылку по Уралу. Правда вопросов теперь больше, чем раньше, т.к. нет даже элементарного ТЗ, ни предпологаемой грузоподъемности, ни ... вообще ничего. Одно название. :D  Ну хоть проЯснилось, кто деньги тратить будет ... :D  :D  :D

а зачем тз просто передаем им последние разработки и разбегаемся

Нее... во-первых, старт с высоты 5 км дает примерно 250 м/с выигрыша в ХС - т.е. запустив в Байконуре с 5 км мы получаем ту же ХС что на экваторе. Даже меньше, потому что еще падают потери на недорасширение - на 5 км давление атмосферы вдвое ниже, чем на поерхности.
Во вторых, использование дирижабля с высоты начиная от 100 м исключает необходимость газоотводного лотка.
Ну и наконец, старт обретает абсолютную мобильность - хоть с полюса пускай РН, хоть с экватора, хоть с любого наклонения. Понятно, что на 20 тыс. км один и тот же стол никто гонят не будет, но возможность для маневра есть. Правда маневрировать лучше над океаном, чтобы никто не возбухал по поводу нарушения воздушного пространства ;-). Или через Иран летать, что ли... ;-).

Минус - нужен здоровенный эллинг с системой загрузки РН, плюс нужны стартовые лебедки на усилие порядка 1000 тонн (их кстати можно и на самом аэростате разместить). Ну, и собственно сам старт на большой высоте, с высоким скоростным напором ветра. Впрочем, от ветра как раз РН закрыта тушей самого дирижабля - 60 м в высоту - это больше длины семерки в 1.5 раза ;-).

по поводу здорового эллинга, так это уже проходили - курорт знатный получился :D

ЦитироватьНе нашел я в Интернете упрощенного расчета подъемной силы крыла. Но в чем ошибочны рассуждения: На первой ступени крепятся два крыла площадью 100 кв. м. Причем самой простой формы и конструкции. Без механизации, рулей, элеронов. Минимальный вес и прочность, при существующей площади – это все что нужно от крыла. Его задача – помощь в разгоне ракеты до 600 км/ч. Если у Боинга подъемная сила компенсирует 25...30% энергозатрат,  то, допустив от неоптимального крыла 5..10%, получаем 15...30 т прибавки от поднимаемых 300т . Старт вертикальный. При скорости автомобиля на старте польза от крыльев все равно мала. Далее угол атаки ракеты выдерживается 30..60 градусов. На скоростях выше 600 км/ч отстреливаются дозвуковые крылья. Остаются сверхзвуковые, то же по принципу минимального веса, максимальной прочности. Они работают до отделения первой ступени. Крылья пристыковываются на стартовом столе.

 У, ёла-пала, крыло и нужно на старте и до тяговооруженностей 2-3.
 Чем оно полезно - можно лететь полого используя бОльшую часть тяги для разгона, а не убивая её в гравитационные потери.

 Я это уже раза 3-4 предлагал - специальный отделяемый планер, который заодно и будет стартовым столом.
 Пусть он даже не получится с хорошим массовым совершенством - его задача старт с аэродрома, разворот ракеты под углом градусов 45 к горизонту и разгон до скорости около 2 махов и высоты километров 15 - дальше он может отваливать, у ракеты к тому времени уже достаточная тяговооруженность.

Цитировать

ЦитироватьНе нашел я в Интернете упрощенного расчета подъемной силы крыла. Но в чем ошибочны рассуждения: На первой ступени крепятся два крыла площадью 100 кв. м. Причем самой простой формы и конструкции. Без механизации, рулей, элеронов. Минимальный вес и прочность, при существующей площади – это все что нужно от крыла. Его задача – помощь в разгоне ракеты до 600 км/ч. Если у Боинга подъемная сила компенсирует 25...30% энергозатрат,  то, допустив от неоптимального крыла 5..10%, получаем 15...30 т прибавки от поднимаемых 300т . Старт вертикальный. При скорости автомобиля на старте польза от крыльев все равно мала. Далее угол атаки ракеты выдерживается 30..60 градусов. На скоростях выше 600 км/ч отстреливаются дозвуковые крылья. Остаются сверхзвуковые, то же по принципу минимального веса, максимальной прочности. Они работают до отделения первой ступени. Крылья пристыковываются на стартовом столе.

Ну вот совершенно непонятная картина. И сделать то это крыло - проще простого. И стоит мало. И преимуществ тьма. Тут тебе и дешевизна, и выигрыш в массе, и многоразовость. И все то кричат, крылья нужны. Со времен Цандера все кричат, от пионЭров, до пенсионЭров. Проектов тма-тьмущая. Каждый год штук по сто вывешивается. Библиография уже в гигобайтах. А как только до практики доходит, к ракетчикам передается, так крылья эти под разными предлогами выкидываются. За все время один только Пегас сделали, да и тот за последние два года один раз слетал. Причем от крыльев отказываются и прежние ракетчики авиационного разлива, и авиакосмические фирмы современности. Просто заговор какой то ... инапланетянский :shock:
Все это конечно не доказательство бесперспективности крылатых аппаратов. Но есть в них что то такое, что всю умозрительную привлекательность на нет сводит. Т.ч. прежде чем в четвертый, или пятый раз крылья предлагать, посчитайте всю конструкцию всерьез. Я такие расчеты, при всей моей "грамотности" сделать не берусь. Обсуждать категориями "мне кажется", тоже не хочу. Т.ч. как предложение крылья принимаю, но дальше что с этим предложением делать, ума не приложу.
Будет ПРОЕКТ - будет РАЗГОВОР. Только для крылатого проекта массовых характеристик и оценок стоимости от потолка совершенно не достаточно ...

 У, ёла-пала, крыло и нужно на старте и до тяговооруженностей 2-3.
 Чем оно полезно - можно лететь полого используя бОльшую часть тяги для разгона, а не убивая её в гравитационные потери.

 Я это уже раза 3-4 предлагал - специальный отделяемый планер, который заодно и будет стартовым столом.
 Пусть он даже не получится с хорошим массовым совершенством - его задача старт с аэродрома, разворот ракеты под углом градусов 45 к горизонту и разгон до скорости около 2 махов и высоты километров 15 - дальше он может отваливать, у ракеты к тому времени уже достаточная тяговооруженность.

Цитировать

ЦитироватьНе нашел я в Интернете упрощенного расчета подъемной силы крыла. Но в чем ошибочны рассуждения: На первой ступени крепятся два крыла площадью 100 кв. м. Причем самой простой формы и конструкции. Без механизации, рулей, элеронов. Минимальный вес и прочность, при существующей площади – это все что нужно от крыла. Его задача – помощь в разгоне ракеты до 600 км/ч. Если у Боинга подъемная сила компенсирует 25...30% энергозатрат,  то, допустив от неоптимального крыла 5..10%, получаем 15...30 т прибавки от поднимаемых 300т . Старт вертикальный. При скорости автомобиля на старте польза от крыльев все равно мала. Далее угол атаки ракеты выдерживается 30..60 градусов. На скоростях выше 600 км/ч отстреливаются дозвуковые крылья. Остаются сверхзвуковые, то же по принципу минимального веса, максимальной прочности. Они работают до отделения первой ступени. Крылья пристыковываются на стартовом столе.

 У, ёла-пала, крыло и нужно на старте и до тяговооруженностей 2-3.
 Чем оно полезно - можно лететь полого используя бОльшую часть тяги для разгона, а не убивая её в гравитационные потери.

 Я это уже раза 3-4 предлагал - специальный отделяемый планер, который заодно и будет стартовым столом.
 Пусть он даже не получится с хорошим массовым совершенством - его задача старт с аэродрома, разворот ракеты под углом градусов 45 к горизонту и разгон до скорости около 2 махов и высоты километров 15 - дальше он может отваливать, у ракеты к тому времени уже достаточная тяговооруженность.

Ну вот совершенно непонятная картина. И сделать то это крыло - проще простого. И стоит мало. И преимуществ тьма. Тут тебе и дешевизна, и выигрыш в массе, и многоразовость. И все то кричат, крылья нужны. Со времен Цандера все кричат, от пионЭров, до пенсионЭров. Проектов тма-тьмущая. Каждый год штук по сто вывешивается. Библиография уже в гигобайтах. А как только до практики доходит, к ракетчикам передается, так крылья эти под разными предлогами выкидываются. За все время один только Пегас сделали, да и тот за последние два года один раз слетал. Причем от крыльев отказываются и прежние ракетчики авиационного разлива, и авиакосмические фирмы современности. Просто заговор какой то ... инапланетянский  
Все это конечно не доказательство бесперспективности крылатых аппаратов. Но есть в них что то такое, что всю умозрительную привлекательность на нет сводит. Т.ч. прежде чем в четвертый, или пятый раз крылья предлагать, посчитайте всю конструкцию всерьез. Я такие расчеты, при всей моей "грамотности" сделать не берусь. Обсуждать категориями "мне кажется", тоже не хочу. Т.ч. как предложение крылья принимаю, но дальше что с этим предложением делать, ума не приложу.
Будет ПРОЕКТ - будет РАЗГОВОР. Только для крылатого проекта массовых характеристик и оценок стоимости от потолка совершенно не достаточно ...

STEP это неубедительно.

 Посмотрите на кучу проектов Прекрасных ЖРД у того же Вейда. А сколько летает? - Единицы.

 Я могу сказать почему отказались от крылатого бустера у шаттла - решили сделать проще, тогда не умели считать полёт с подъёмной силой на больших скоростях, натурные испытания требовали больших затрат.

 Кроме того, такой аппарат может сделать только Серьёзная Авиационная Фирма - именно авиационное её подразделение, а не космическое, а кто будет финансы отдавать в другие руки?
 Помните, что Глушко предлагал взамен Бурана - "Буран Без Крыльев", кстати, очень похожий на крокодила. :)

ЦитироватьSTEP это неубедительно.

 Посмотрите на кучу проектов Прекрасных ЖРД у того же Вейда. А сколько летает? - Единицы.

 Я могу сказать почему отказались от крылатого бустера у шаттла - решили сделать проще, тогда не умели считать полёт с подъёмной силой на больших скоростях, натурные испытания требовали больших затрат.

 Кроме того, такой аппарат может сделать только Серьёзная Авиационная Фирма - именно авиационное её подразделение, а не космическое, а кто будет финансы отдавать в другие руки?
 Помните, что Глушко предлагал взамен Бурана - "Буран Без Крыльев", кстати, очень похожий на крокодила. :)

Так я не против, я уже писал выше. Но сами говорите, что отказались, потому, что проще...
Я о другом. Восточная мудрость гласит, что можно тысячу раз произнести слово халва, но слаще не станет. По классической ракете я могу сделать прикидочный расчет, посмотреть статистику, прикинуть стоимость по аналогам. Об этом мы можем говорить, сравнивать варианты.
Ну, предложили Вы применить крылатую схему. А дальше что Вы будете делать со своим предложением. Высказаться в стиле, мол Я предложил, а вы делайте, иначе вы ... (ну там много чего можно сказать).
Я не хотел бы, что бы мы тут ушли в эту плоскость. Хоть я тут и хочу рассматривать любые, даже сумасшедшие предложения. Но мне хотелось бы, что бы в результате обсуждения появлялась хоть какая то конкретика.
По ракетам здесь есть много народу, которые могут произвести прикидочные расчеты хотя бы +- лапоть и сравнить варианты.
В данном случае Вы говорите о прибавке ПН на ...%. Лично я не могу проверить Ваши цифры. Т.е. или давайте расчеты, или ищите того, кто их сделает, или все это остается на уровне декларации. Рассуждения на тему, почему не используют крылья, или что другое, это не совсем наша тема.

Иначе говоря, без всяких обид, откладываем крылья до тех пор, пока не появится грамотный человек в теме. Это может случиться через год, может через два часа ... Буду рад любому раскладу.

Да, кстати - крылья не убирают проблему гравитационных потерь. Они ее ОТКЛАДЫВАЮТ. Пока мы летим равномерно и прямолинейно, да, проблем нет, все рады, тяга нужна 1/10 от веса. Но как только мы начинаем НАБИРАТЬ скорость - лезут каки.

1) экспотенциальный рост сопротивления воздуха, причем такой, что его нельзя убрать оптимизицией формы крыла. Даже на 'жалких' 6М это сопротивление уже превышает вес самолета. Хотя конечно где лететь ;-).

2) Падение аэродинамического качества ЛЮБОГО крыла с ростом скорости. Опять же большое - на 20+М АК будет 2-3, как ни издевайся над конструкцией

3) падение тяговой эффективности атмосферных двигателей - фактически, уже на 2М и выше работает форсажная камера - практически ЖРД с забором окислителя из окружающей среды.

Итого мы видим, что крылья - неплохой вариант чтобы ВЗЛЕТЕТЬ и ПОДНЯТЬСЯ на 5-10 км. Еще на них можно набрать 2-3М скорости. Дальше крылья НЕЭФФЕКТИВНЫ. Более того, если посчитать, то тот километр-полтора в секунду который дают крылья, можно получить просто добавив топлива в первую ступень и поставив туда более мощный двигатель - стоимость получится сравнимая с воздушым носителем РН для 'воздушного старта'.

ЦитироватьДа, кстати - крылья не убирают проблему гравитационных потерь. Они ее ОТКЛАДЫВАЮТ. Пока мы летим равномерно и прямолинейно, да, проблем нет, все рады, тяга нужна 1/10 от веса. Но как только мы начинаем НАБИРАТЬ скорость - лезут каки.

1) экспотенциальный рост сопротивления воздуха, причем такой, что его нельзя убрать оптимизицией формы крыла. Даже на 'жалких' 6М это сопротивление уже превышает вес самолета. Хотя конечно где лететь ;-).

2) Падение аэродинамического качества ЛЮБОГО крыла с ростом скорости. Опять же большое - на 20+М АК будет 2-3, как ни издевайся над конструкцией

3) падение тяговой эффективности атмосферных двигателей - фактически, уже на 2М и выше работает форсажная камера - практически ЖРД с забором окислителя из окружающей среды.

Итого мы видим, что крылья - неплохой вариант чтобы ВЗЛЕТЕТЬ и ПОДНЯТЬСЯ на 5-10 км. Еще на них можно набрать 2-3М скорости. Дальше крылья НЕЭФФЕКТИВНЫ. Более того, если посчитать, то тот километр-полтора в секунду который дают крылья, можно получить просто добавив топлива в первую ступень и поставив туда более мощный двигатель - стоимость получится сравнимая с воздушым носителем РН для 'воздушного старта'.

Ну вот, и двух часов не прошло :D  Каюсь, это я в крыльях профан, благо хоть за других не говорил. Значит есть специалисты.
Правда пока отзыв отрицательный. А есть у кого ЗА, но только с аргументами ... :D

От крыльев одни потери
Когда летит Боинг, вся энергия его турбин тратиться исключительно на преодоление сопротивления, в частности - от крыльев

Но есть одно "но": стартовая масса при той же мощности двигателей при горизонтальном взлете может быть больше

Поэтому строго оценить можно только в числах и только конкретно

В любом случае "крылья" (АКС) это тяжело, дорого и громоздко - в сравнении с АКР

:P 1. Крылья считать не надо. Вам, по крайней мере. Это дело аэродинамиков. Есть такая величина - аэродинамическое качество Летательного Аппарата (ЛА). Это, попросту говоря, отношение силы тяги двигателя в горизонтальном полете к весу ЛА. Если полет с набором, то добавляется раскладка силы - вес умножить на синус угла набора. ВСЕ! Остальное Вас в данном вопросе пока не касается. Качество можно взять в разумных пределах для ракеты с небольшими крыльями 3-5, для ракетоплана - до 10. Голый круглый корпус может иметь качество до 1,5-2. Если это важно - могу посчитать.
2. Крылья имеют для нас практический смысл только при ГОРИЗОНТАЛЬНОМ взлете (см. фантастику до 60-х годов). Здесь основная цель - поднять вес более тяги двигателей (тяга умножить на качество). ВЕртикальный взлет оправдан только если Вам негде разгоняться горизонтально. До перехода в горизонтальный полет крылья - помеха, потерянный стартовый полезный вес и прочее. С-300 (зенитный)  и аналоги стартуют вертикально так как стараются избежать доворота пусковой на направление к цели. Ради этого жертвуют многим.
3. Всегда все старались сделать крылья поелику легче, но ... . Кроме веса крыльев, торчащих на улицу,  добавляется и вес центроплана. Это такое устройство, которое переносит усилие с крыльев на корпус.
      Возьмите соломинку, не очень длинную и поставьте стоймя. Стоит прямехонько. Это традиционная ракета. Например Сатурн 5, который даже к старту везли, как хрустальный, боясь наклонить. А теперь ту же соломинку положите серединой на опору горизонтально. Видите - она если не сломалась сразу, то прогнулась весьма прилично. Вот это и есть наша ракета с крыльями. К существующей ракете крылья как крепить? К оболочке толщиной 1 мм. Или даже к шпангоутам коробчатого сечения из 2-5 мм. Нет, ребята. Вы для начала пропустите мощные балки-стрингер сквозь всю ракетупоперек от крыла до крыла, чтобы крылья не сложились, как у бабочки. А потом через всю ракету надо от крыльев пропустить мощный продольный набор до самых оконечностей. Ведь наибольшие массы в конце полета - двигатель и ПН. Вот и стал сам корпус раза в 2 тяжелее. Плюс еще крылья по весу процентов на 20-30 от старого веса потянут, не меньше. И помните, что Вам надо обеспечить не только прочность, но и жесткость. Тут и чтобы в резонанс не попасть. Или совсем просто. В прогнутой ракете гироскопы смотрят совсем не туда, куда сопла двигателя  :twisted:
4. До высоты 10 км действуют воздушные потоки - те самые воздушные ямы, которые Вас укачивают в полете. Для летящего самолета это источник дополнительных перегрузок, требующий увеличения запаса прочности в несколько раз. Для обычного самолета это не менее 6-10 раз (для пилотажных в 3-4 раза выше). Вот и прикиньте насколько надо упрочнить и утяжелить корпус.
Выводы: Если Вы хотите использовать крылья, то это будет отдельный носитель-самолет вместо 1 ступени (или 2) с гризонтальным взлетом.  Двигатель: до 2-3М - традиционная турбина, выше Гиперзвуковой ПВРД на водороде или модифицированном топливе. Обычный керосин может гореть внутри двигателя только на дозвуке, т.е. нужно тормозить набегающий поток, греть, потом снова разгонять. Потери слишком велики. Водород горит и на сверхзвуке.
      Обратите внимание - системы с запуском с самолета  горизонтального взлета разрабатываются много лет. Вертикальный крылатый взлет последние 60 лет встречается  только со стартовиком, избавляющим от ВПП или катапульт. Как правило, ракета или лежит в протяженном ложементе (тяжелая РН) или имеет повышенную продольную жесткость (напр. РДТТ -  антиспутник, малый носитель).  
Боюсь это направление выбрано капитально. Ракетосамолеты до сих пор не делают. Тут вопрос ВПП, удобства и надежности старта, защиты от факела (он на 100-200 метров может спалить или разорвать механически любой самолет, не говоря уж о дирижаблях). Разработать можно все, и не в поставщиках дело. Все упирается в деньги. Антиспутник можно швырнуть в "ампульном" варианте с любого тяжелого истребителя. А тяжелый РН? Посмотрите - как и сколько их готовят. Неспроста ведь? Если бы можно было выкатить РН из МИКа, поставить, посадить космонавта и пригласить почетного гостя на кнопочку нажать, когда он шампанское допьет. Но ведь не получается. Все проверки, контроли, обслуживание, всякие готовности и т.д. Тогда для авиа (или дирижабельного старта) весь этот космодром размещайте на борту и везите вверх. Впрочем эта часть уже спорна, но первые 4 пункта и выводы очевидны.
P.S. Ну вот никак мне не отправить. Что-то уж очень мудреная механика у форума. Ничерта не понимаю. Ракеты проще. Если не туда или не так отправлю - извините.

Нда! Что то на крылья набросились всерьез :D  :?  :(
Виктор, спасибо за анализ. На пальцах, но качественно. Судя по тому, что Вы зарегистрировались, Вам у нас понравилось, и мы Вас еще не раз увидим.

Всё же хотелось бы анализа не настолько "на пальцах". А то понять, что имеется в виду... Со сверхзвуковым горением, например, можно утверждать и такое - керосин горит на сверхзвуке, а у водорода с этим проблемы - и тоже быть формально правым. Поэтому заявления типа "корпус утяжеляется в несколько раз" серьёзными не выглядят :) .

Поищите в форуме. Тема крыльев довольно долго обсуждалась и была логически отвергнута.

Итак, по поводу крыльев.

 Берём РН Союз. ;) Стартовая масса 305 тонн УИ у земли 2500 м/с, УИ в вакууме 3200 м/с. (Приблизительно.)

 Отделение первой ступени - израсходовано около 200 тонн топлива, высота - 47 километров, скорость - 1763 м/с.
 Перегрузка в конце работы первой ступени около 5.

 Теперь представим, что это аппарат с крыльями, с качеством 4, и постоянной тяговооруженностью 2.
 Траектория полёта под углом с тангенсом 0,75 - треугольник 0,6 - 0,8 - 1. (Это не самая оптимальная траектория, прость "хорошую" лень здесь считать.)

 УИ возьмём как среднее арифметическое между УИ у земли и УИ в вакууме - 2850 м/с.

 Полная ХС при таком же расходе топлива - 3039 м/с.
 Потери -
 0,2*0,8*g = 0,16 - сила сопротивления воздуха при такой траектории;
 0,6*g - составляющая силы тяжести.
 Полные - 0,76*g.

 Аппарат имеет тягу 2*g, соответственно от ХС останется ((2-0,76)/2)*3039 = 1884 м/с.
 Время полёта - 3039/2*g = 155 c.

 Высота достигнутая к концу траектории - 1884*0,6*155/2 = 87550 м.

 Итак, если считать, что крылья работают весь участок траектории мы имеем скорость 1884 м/с на высотне 87,5 км.

 На самом деле это упрощённая прикидка, не надо тащиться на такую высоту, да и крылья там уже не работают. Надо лететь по более пологой траектории, тогда потери будут меньше, а результирующая скорость больше.

 Сейчас нет времени, поздже выложу нормальный вариант.

ЦитироватьДа, кстати - крылья не убирают проблему гравитационных потерь. Они ее ОТКЛАДЫВАЮТ. Пока мы летим равномерно и прямолинейно, да, проблем нет, все рады, тяга нужна 1/10 от веса. Но как только мы начинаем НАБИРАТЬ скорость - лезут каки.

1) экспотенциальный рост сопротивления воздуха, причем такой, что его нельзя убрать оптимизицией формы крыла. Даже на 'жалких' 6М это сопротивление уже превышает вес самолета. Хотя конечно где лететь ;-).

2) Падение аэродинамического качества ЛЮБОГО крыла с ростом скорости. Опять же большое - на 20+М АК будет 2-3, как ни издевайся над конструкцией

3) падение тяговой эффективности атмосферных двигателей - фактически, уже на 2М и выше работает форсажная камера - практически ЖРД с забором окислителя из окружающей среды.

Итого мы видим, что крылья - неплохой вариант чтобы ВЗЛЕТЕТЬ и ПОДНЯТЬСЯ на 5-10 км. Еще на них можно набрать 2-3М скорости. Дальше крылья НЕЭФФЕКТИВНЫ. Более того, если посчитать, то тот километр-полтора в секунду который дают крылья, можно получить просто добавив топлива в первую ступень и поставив туда более мощный двигатель - стоимость получится сравнимая с воздушым носителем РН для 'воздушного старта'.

 hcube, вообще, я говорил всегда в основном о технологичности. ;)

 Эти крылья заменяют тысячи тонн бетонных конструкций, которые нельзя так просто таскать "туда-сюда".

 Кроме того, простота решения "поставить двигатель помощнее" и "долить топлива" обычно стоит миллиарды. ;)  :D

ЦитироватьПоищите в форуме. Тема крыльев довольно долго обсуждалась и была логически отвергнута.

 "Рождённый ползать - летать не может!" ;)  :D

1. Ребята, ну не горит керосин в сверхзвуковом потоке, ей-богу не горит. Срывается пламя, его попросту сносит. Добавьте в него ...надцать процентов водорода - горение стабилизируется.  Водород навроде затравки - процесс активизирует.  Это одна из основных проблем ГПВРД.
2. Гравитационные потери на крыльях должны заметно уменьшиться, раза в 2. Я не профессиональный баллистик, не хочу специально считать. Если есть таковые - прошу.
3. Увеличение массы корпуса также вполне считабельно. Если очень надо - дайте исходники, посчитаю. Другой вопрос - так ли это нужно, считать до процентов. Если сказать, что в полтора или 2 раза, то думаю, что разница уже не принципиальна. И в том и в другом случае результат неприемлем.
4. Воздух на высоте 40 км при скорости 2М вполне может держать ЛА. Проекты такие были - межконтинентальные крылатые ракеты, например Дайна Сор. Именно на такой высоте.  У нас были аналоги. Я бы на этой высоте стал бы гнать самолетоступень уже по горизонтали, используя ВРД  хотя бы  до 8-10 М, а потом сбросил бы РН для  баллистического полета - получил бы нужную скорость в нижней точке эллипса, а уж в верхней только дал бы корректирующий импульс. Это как вариант.

Цитировать1. Ребята, ну не горит керосин в сверхзвуковом потоке, ей-богу не горит. Срывается пламя, его попросту сносит. Добавьте в него ...надцать процентов водорода - горение стабилизируется.  Водород навроде затравки - процесс активизирует.  Это одна из основных проблем ГПВРД.
2. Гравитационные потери на крыльях должны заметно уменьшиться, раза в 2. Я не профессиональный баллистик, не хочу специально считать. Если есть таковые - прошу.
3. Увеличение массы корпуса также вполне считабельно. Если очень надо - дайте исходники, посчитаю. Другой вопрос - так ли это нужно, считать до процентов. Если сказать, что в полтора или 2 раза, то думаю, что разница уже не принципиальна. И в том и в другом случае результат неприемлем.
4. Воздух на высоте 40 км при скорости 2М вполне может держать ЛА. Проекты такие были - межконтинентальные крылатые ракеты, например Дайна Сор. Именно на такой высоте.  У нас были аналоги. Я бы на этой высоте стал бы гнать самолетоступень уже по горизонтали, используя ВРД  хотя бы  до 8-10 М, а потом сбросил бы РН для  баллистического полета - получил бы нужную скорость в нижней точке эллипса, а уж в верхней только дал бы корректирующий импульс. Это как вариант.

 1. http://forums.airbase.ru/index.php?showtopic=36131

 2. Реально можно выиграть 600-800 м/с для первой ступени, для которой вся ХС около 3000 м/с.

 3. Речь идёт о первой ступени, и даже не о "первой" а о "нулевой" - комбинации первой ступени и стартовго стола. В плюсе мы должны иметь прежде всего технологичность и мобильность комплекса, не привязнанного к конкретной площадке.

 4. Да не идёт речь о 10 махах, речь идёт скоростях в пределах ХС первой ступени которая вся около 10 махов.
 При этом "первая ступень Союза" это общая масса топлива около 200 тонн - 2/3 массы ракеты.

Вообще, я не говорю пока о ВРД и какой-либо общей экономии ХС - увеличении ПН.

 Пусть этот Стартовый Планер для ракеты массой в 400 тонн тоже иметь массу 400 тонн - тонн 100 топлива для его собственного разгона, 300 тонн конструкции.

 На него устанавливается ракета, он взлетает с обычного аэродрома, на высоте 10-20 км происходит разделение, дальше ракета летит сама по себе.
 В случае необходимости мы можем перегнать этот Стартовый Планер на любой другой аэродром.

Все шутите. Какой там "простой аэродром" для заявленного взлетного веса? Это должен быть очень не простой аэродром. Да из металла такой планер не изготовить, тяжеловат конструкционный материал.

И, где-то ранее было доказано, что для рн разница высоте старта настолько незначительна, что можно не заморачиваться.

ЦитироватьВсе шутите. Какой там "простой аэродром" для заявленного взлетного веса? Это должен быть очень не простой аэродром. Да из металла такой планер не изготовить, тяжеловат конструкционный материал.

 Вас устроит грунтовка? ;)

 Для взлёта имеет значение только давление на грунт, а оно зависит от конструкции шасси.

 Как вы думаете, глиссирующие военные корабли массой в десятки тысяч тонн тоже из "неметалла" сделаны? Скорости там до 40 узлов.

 Хотя я ничего не имею против композитов. ;)

ЦитироватьИ, где-то ранее было доказано, что для рн разница высоте старта настолько незначительна, что можно не заморачиваться.

 А разница в УИ 2500 и 3100 секунд, например значительна? ;) Разница скоростного напора, позволяющая изменить кривизну траектории? ;)

1. Металлы в авиации пока никто не отменял и не скоро отменит. Целиком композитными пока делаются только планера и самые маленькие самолеты. Для больших пластик пока применяется для не несущих элементов, хотя по весу он может составлять десятки процентов. Кроме того, на больших скоростях в сравнительно плотных слоях атмосферы разогрев поверхности может составлять уже  многие сотни градусов. Это важно.
2. Аэродромы. На грунтовые  рассчитывать право не стоит. Конечно, длина ВПП будет измеряться многими километрами. Вопрос другой - а много ли этих полос нужно? Отработай 3-4 схемы взлета, например стационарная, полярная, под ~60 градусов, и реализуй. На каждую схему нужно 2 аэродрома - для взлета и посадки. Часто онибудут совпадать для разных схем.Плюс аэродром у места сборки РН (вохможно). Ведь можно ту же самолетоступень использовать как обычный  транспортник от завода до космодрома. ТОлько не надо забывать - на каждом аэродроме строят обычно 2-3 и более полос, чтобы под ветер подгадать. Кстати, при плотной работе можно и к иностранцам напроситься, например, на соляные озера. Формально это грунтовка, а фактически ... . От госграниц я бы в истерику не впадал бы. Для мирного космоса можно всегда договориться. На то дипломаты существуют. Я думаю, что и Иран, и Китай, и Турция, и Япония, и Индия вполне контактны на эти темы. Финны и Шведы думаю не очень  актуально.
3. Конечно, высота для РН менее важна, чем скорость. Задай ему скорость и он сам "всплывет" на соответствующую высоту. Только дай корректировку на перевод эллипса в круговую. Можно движком малой тяги в несколько приемов. Главное за пределы  тормозящей атмосферы вывести, а там хоть ионный от солнечных батарей пусть пашет (я чуть утрирую).
4. Скорость 10 М - это реально достижимый предел в настоящее время при широком развертывании работ. С другой стороны, думаю, это максимум того, что требуется от самолетоступени. Далее ее использовать с технически нерационально. Я имею в виду именно технически. Организационно, я уверен сразу, на основе разработок  появятся варианты суборбитальных воздушно космических истребителей, выпрыгивающих на орбиту долбать спутники. Уже для этих скоростей. Или тех же бомберов, швыряющих свой груз на другую сторону шарика. Это уже вопросы, не имеющие отношения к технике. Но прямо связанные с финансированием. Думаю экскурс в историю не нужен.

Тут в более ранних сообщения промелькнула идея купить лицензию на водородный двигатель J-2. Это бесполезно. Конструкция двигателей определяется, в значительной мере технологией. У нас в свое время пошли по пути больших листовых оболочек, фрезерованных или с гофровставкой. В США собирали из профилированных трубок, паяных и обмотаннных проволокой. Технологии абсолютно различны и уникальны. В качестве примера повторю слова моего шефа. Фрезеровщик, первым научившийся фрезеровать канилы охлаждения, немедленно получил орден Ленина. Смену он не мог подготовить больше года. лицензию можно брать , например, на материал или тип уплотнения,  тип мелкого узла, технологию производства профилированных трубок. Двигатель целиком повторять - проще свой придумать. При повторении будут те же проблемы с отработкой, но усложненные тем, что конструкция чужая. Не надо повторять историю кирпичного ТУ-4. Мы сами не лаптем щи хлебаем. Можно, по необходимости, покупать движок в сборе.

Цитировать... Кстати, при плотной работе...

Чё-то мне кажется, что создание "мини АКР первого поколения"
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=111353#111353
не требует особо "плотной работы"
А заменить она может носители типа "космос" или "циклон"
А старт для нее бригада строителей с бульдозером отроет за пару месяцев особо не напрягаясь

Возможно, что для большой ПН "стартовая самолетоступень" имеет смысл, но в пределах относительно небольший нагрузок (хотелось бы верить, что тонн до 20 :roll:  :mrgreen: ) смысла заморачиваться особого нет
А сложнее она намного, получается стоимостной/сложностный барьер
Поэтому не совсем понятно, зачем она нужна - по крайней мере в обозримом будущем, пока грузопоток относительно небольшой
Для редких грузов можно обойтись обычными ракетами, сама "нагрузка" такова, что поставить ее "на поток" скоро не получится (модули ОС, например :mrgreen: )
Разве только воду возить, цистернами, для лунной базы :wink:  :mrgreen:

Так!  Опять некоторый тупик намечается. Связан он с тем, что начинаем сравнивать воздушно-космическую систему с ВКС же, но при этом не задаваясь искомыми характеристиками. Может попробовать посчитать пару проектов ракетных систем (дешовую-дубовую и продвинутую) и пару вариантов крылатых проектов, на одинаковую ПН, и оценить (сравнить) сложности конструкции, обслуживания и условий, при которых начинается экономическая эффективность.
Разбиваем все на три этапа.
1. Вырабатываем критерии сравнения. Количество критериев надо минимизировать до 2-3.
2. Выбираем схемы сравниваемых проектов. Я предлагаю 2+2 проекта (см.выше), но может быть и другое количество.
3. Разбиваемся на группы, разрабатываем проекты и сравниваем их.

Америк особых не откроем, но сможем оценить, на каком небе сейчас находятся перспективы космонавтики.

У кого какие идеи по конкретизации моего предложения.

первый критерий - стоимость килограмма ПГ на опорной обите.

Ещё критерий - необходимые капиталовложения для создания достаточно мобильной системы вывода ПН в космос.
 Допустим, мы хотим иметь 3-4 потенциальных площадки для запуска полезных нагрузок, при этом по возможности не содержать спецсооружений.

 В качестве примера, мы видели "широчайшие бетонные работы" на старте Ангары, представим, что мы захотели иметь 2-3 таких старта.

Широчайшие работы на старте Ангары - только метафора заинтересованных лиц. На фоне промстроительства - вполне заурядные.

ЦитироватьТак!  Опять некоторый тупик намечается. Связан он с тем, что начинаем сравнивать воздушно-космическую систему с ВКС же, но при этом не задаваясь искомыми характеристиками. Может попробовать посчитать пару проектов ракетных систем (дешовую-дубовую и продвинутую) и пару вариантов крылатых проектов, на одинаковую ПН, и оценить (сравнить) сложности конструкции, обслуживания и условий, при которых начинается экономическая эффективность.
Разбиваем все на три этапа.
1. Вырабатываем критерии сравнения. Количество критериев надо минимизировать до 2-3.
2. Выбираем схемы сравниваемых проектов. Я предлагаю 2+2 проекта (см.выше), но может быть и другое количество.
3. Разбиваемся на группы, разрабатываем проекты и сравниваем их.

Америк особых не откроем, но сможем оценить, на каком небе сейчас находятся перспективы космонавтики.

У кого какие идеи по конкретизации моего предложения.

Сравнивать сложновато будет, большая неопределенность, особенно в отношении "продвинутых" вариантов

А критерии - взять два комплекта моторов от МиГа и оценить параметры АКР и АКС, самых дубовых, ессессно, сравнивая по величине ПН

Но реалистически стоимости, особенно конструирования - хрен сравнишь
Специалисту, вернее даже целой бригаде задачка не на один вечерок, однако :roll:  :mrgreen:

На глаз - так "самолет" посложнее будет, следовательно, и подороже, а сколько это в цифрах, хотя бы порядок величины - это вряд ли своими силами...

ЦитироватьШирочайшие работы на старте Ангары - только метафора заинтересованных лиц. На фоне промстроительства - вполне заурядные.

 На фоне затрат на очистку дорог от снега в Москве, затраты на космические запуски - тоже весьма заурядные затраты. :)
 Но весьма незаурядные на фоне стоимости рейса большого грузового самолёта, даже самого большого. :)

Предлагаю следующие варианты :

1) Класический Союз. Стартовая масса AFAIK 310 тонн, ПН 8 тонн.

2) Водородно-метаново-керосинвый Союз, который мы со Степом придумали. масса - 360 тонн, ПН - 19 тонн.

3) Вторая и третья ступень от п.2 (это примерно 100-120 тонн веса), подвешенные под атмосферный разгонник, метановый, на 4М скорости. Высота разделения - 30 км. УИ считать вакуумный. Навскидку, ПН - порядка 12-14 тонн. Стоимость многоразовой части (носителя) я бы оценил как 150 мегабаксов, аммортизация и ТО на полет - порядка 500 килобаксов.

4) АКС полного профиля - водородный разгонник со скрамджетами и ГПВРД, скорость разделения - 10М высота - 50 км, водородная полностью многоразовая вторая ступень. Стоимость - 500 мегабаксов, ПН - 20 тонн, стартовый вес - 400 тонн, стоимость межполетного обслуживания - 5 мегабаксов.

Да пусть этот Стартовый Планер будет стоить миллиард долларов, он может сделать несколько тысяч полётов, как обычный самолёт и затраты на него будут меньше миллиона за полёт.
 Реально же он гораздо проще, в нём есть ЖРД и сам планер с шасси и система подвески ракеты.

 Кроме того, не вижу почему его не сделать в виде "летающего крыла" состоящего из системы "дутых" баков как и ракету. Тогда в нём и конструкции-то не будет почти.

Планер должен в себе содержать ложемент, несущий РН. Т.е. систему колец подвески, которые даржат РН без существенных изгибных нагрузок. Иначе - просто сломается.

Далее, надо бороться за скорость, и особенно - за высоту. То есть то что предлагается - это вариант 3. Взлетать нам лучше на ТРД - у них достаточно хорошее соотношение тяга/вес чтобы это окупилось. Схема крыла, IMHO - утка. Точнее не совсем утка, а скорее утка с ромбовидным крылом. РН лежит в 'бомбовом отсеке' почти во всю дилну корпуса, сброс производится убиранием створок в корпус сбоку от РН и отделением РН в маневре с положительной перегрузкой, для придания ей вертикальной скорости и некоторого начального угла.

Ну, и понятно, такую штуку (которая несет 150 тонн внутри огромного отсека на дистанцию в 2000 км на высоте 30 км) можно применить и собственно как бомбер ;-).

ЦитироватьТочнее не совсем утка, а скорее утка с ромбовидным крылом.

Однако это уже дятел какойто получится... ;)

ЦитироватьПланер должен в себе содержать ложемент, несущий РН. Т.е. систему колец подвески, которые даржат РН без существенных изгибных нагрузок. Иначе - просто сломается.

Далее, надо бороться за скорость, и особенно - за высоту. То есть то что предлагается - это вариант 3. Взлетать нам лучше на ТРД - у них достаточно хорошее соотношение тяга/вес чтобы это окупилось. Схема крыла, IMHO - утка. Точнее не совсем утка, а скорее утка с ромбовидным крылом. РН лежит в 'бомбовом отсеке' почти во всю дилну корпуса, сброс производится убиранием створок в корпус сбоку от РН и отделением РН в маневре с положительной перегрузкой, для придания ей вертикальной скорости и некоторого начального угла.

Ну, и понятно, такую штуку (которая несет 150 тонн внутри огромного отсека на дистанцию в 2000 км на высоте 30 км) можно применить и собственно как бомбер ;-).

 Да, это Вариант 3. :)

 hcube ракету надо размещать сверху, просто положив в углубление в центральных баках Стартового Планера - совершенно безразлично сбрасывать ракету "вверх" или "вниз" если у нас есть управление подъёмной силой.
 Просто планер выходит на отрицательную перегрузку, отцепляет ракету, она улетает "вверх" планер облегчается и Ещё Быстрее Уходит Вниз. ;)

 Разумеется, целесообразнее использовать метан - предварительно прочитав заклинание изгоняющее Старого. ;)  :D

ЦитироватьПредлагаю следующие варианты :

1) Класический Союз. Стартовая масса AFAIK 310 тонн, ПН 8 тонн.

2) Водородно-метаново-керосинвый Союз, который мы со Степом придумали. масса - 360 тонн, ПН - 19 тонн.

3) Вторая и третья ступень от п.2 (это примерно 100-120 тонн веса), подвешенные под атмосферный разгонник, метановый, на 4М скорости. Высота разделения - 30 км. УИ считать вакуумный. Навскидку, ПН - порядка 12-14 тонн. Стоимость многоразовой части (носителя) я бы оценил как 150 мегабаксов, аммортизация и ТО на полет - порядка 500 килобаксов.

4) АКС полного профиля - водородный разгонник со скрамджетами и ГПВРД, скорость разделения - 10М высота - 50 км, водородная полностью многоразовая вторая ступень. Стоимость - 500 мегабаксов, ПН - 20 тонн, стартовый вес - 400 тонн, стоимость межполетного обслуживания - 5 мегабаксов.

 1) Классический Союз интересен тем, что он 40 лет "одинаковый". :)
Это беспроигрышная схема, если мы решили "ничего не менять". :)

 2) А это уже НеСоюз будет, а совершенно другая ракета. (Предлагаю название - "СНГ".) ;)  :D
 Исходный Союз можно модернизировать сделав более качественную третью ступень даже без водорода, однако пока - "чешутся". :)

 3) Ну этот я предлагал. Заодно "оно" заменяет и стартовый стол, в том и есть важнейшее преимущество.

 4) Очень интересно - наиболее прогрессивный вариант, но, думаю, за разработку "попросят" 500 Гигабаксов.  :D

За разработку пункта 4 можно смело просить 10 гигабаксов, ибо - поле непаханное, одни скрамджет и ГПВРД чего стоят. 5 уж точно. Но штука довольно перспективная - ибо большая ПН и малый (относительно ;-)) стартовый вес - можно хоть из Жуковского летать.

А по поводу метаново-водородной семерки - предлагаю название 'Сибирь', она же Союз-4. Промежуточный варинат - Онега, Союз-3 - это с водородной 3й ступенью, но боковушки - старые, а центр - керосиновый и в тех же габаритах.

Кстати, прошу обратить внимание - стартовый вес пунктов 2, 3 и 4 - практически одинаковый, ПН - тоже, а все усложнение конструкции уходит на обеспечение многоразовости.

АКР с ПН "по 4-му пункту" раза в два с лишним легче

А уж насколько прощее - и не в сказке сказать :roll:
Единственная теряемая деталь - третья ЖРД-ступень... э... малой массы :roll:  :mrgreen:

АКР!
АКР!
АКР![/size]
УРРРРРРРЯ-А-А!
Красные наступают!!!
 :wink:  :mrgreen:

Там нет теряемой третьей ступени. Вторая ступень - орбитальная, типа Х-33. А третья ступень - уже разгонник, который, кстати, может быть и многоразовым, например тот же SOTV с системой возврата на LEO через аэроторможение или на VASIMR'е

Может быть и так
Но это уже не "простейший" вариант
К тому же потери в ПН за счет многоразовости

Оно конечно, можно сразу и не самый дубовый вариант делать, но где ж она, золотая середина? :wink:  :mrgreen:

Может быть в том, чтобы "на одной базе" иметь все возможные варианты, как с увеличенной - за счет теряемой ступени, - ПН, так и с "повышенным коэффициентом многоразовости"?

ЦитироватьЗа разработку пункта 4 можно смело просить 10 гигабаксов, ибо - поле непаханное, одни скрамджет и ГПВРД чего стоят. 5 уж точно. Но штука довольно перспективная - ибо большая ПН и малый (относительно ;-)) стартовый вес - можно хоть из Жуковского летать.

А по поводу метаново-водородной семерки - предлагаю название 'Сибирь', она же Союз-4. Промежуточный варинат - Онега, Союз-3 - это с водородной 3й ступенью, но боковушки - старые, а центр - керосиновый и в тех же габаритах.

Кстати, прошу обратить внимание - стартовый вес пунктов 2, 3 и 4 - практически одинаковый, ПН - тоже, а все усложнение конструкции уходит на обеспечение многоразовости.

 hcube а что такое в данном случае "скрамдждет" - водородный ТРДД? ;)
 Его по массам отлично заменяет комбинация Стартовый ЖРД + Многорежимный ПВРД.

 И если "давить на прогресс", то надо доработать PDE - будем иметь "скремждет" со старта до 6 махов.

 Что касается "союзовских новообразований" - это совершенно новые ракеты, как их сейчас у нас делают видно на примере Ангары. ;)
 (КАК БЫСТРО...)  :D

ЦитироватьТам нет теряемой третьей ступени. Вторая ступень - орбитальная, типа Х-33. А третья ступень - уже разгонник, который, кстати, может быть и многоразовым, например тот же SOTV с системой возврата на LEO через аэроторможение или на VASIMR'е

 В Варианте 3 не важно какая именно "остальная ракета". :)

 2/3 ракеты это первая ступень, вот её мы и будем спасать, а также использовать как замену стартового стола. :)

Ну и ну! Во дискуссию развернули! :D

И так, надо немного определиться. Думаю, что для сравнения вариантов, наглядного, надо закрепить один из параметров. Есть две простые возможности.

1. Закрепляем массу ПН, и смотрим, какова будет стартовая масса каждого варианта, его сложность, ориентировочная стоимость и т.д, и т.п.
2. Зарепляем стартовую массу, и смотрим, какова будет ПН и прочее, выше перечисленное.

У кого какие предложения по поводу выбора варианта, и цифры к нему?

4. Синерджет (а не скрамджет, пардон, обшибся) - это пароводородный ТРД, с режимом работы ПВРД. Т.е. до 1.5М он работает как ТРД, потом как ТРДФ, потом как ПВРДФ ;-), и наконец на 5-6М он вообще закрывается обтекателем, и дальше работает уже ГПВРД. Топливо - водород, назван так в силу приоритета предложившего его StreamFlow AKA Потока. Но нам-то надо не 6М, а 10 - это считай еще в полтора раза облегчает ступень - где-то там, около 10-12М находится оптимум перехода по типу двигателя - с ГПВРД на ЖРД. Вот эти 6 дополнительных М и дает ГПВРД.
Конечно, стартовать можно и на ЖРД. Но тогда вообще зачем связываться с атмосферными двигателями - стартовали себе на ЖРД - и дальше летим на ЖРД ;-).

2. Конечно, Сибирь - это не Р-7. Технологически от Р-7 в ней остаются только баки боковушек и общая компоновка - остальное новой разработки. Но эта новая разработка вписана в существующий семерочный старт и позволяет при стартовой массе средней РН получить ПН тяжелой. На ГПО (с КВРБ или КРБ-12, ессно ;-)), к примеру, она положит из Плесецка больше чем Протон + Бриз-М с Байконура. И это с существующего старта Р-7 - только надо добавить заправочные магистрали под метан и водород. А, ну и двигатель ЦБ разработать. Но, уверен, РД-191 при некоторой переделке может и на метане замечательно работать.

Есть ;-) Давайте разработаем как получится (примерно имея в виду диапазон ПН в 10-20 тонн), а потом посчитаем стоимость пуска (постоянную составляющую и возврат на НИОКР) и отношение этой стоимости к ПН ;-). Т.е. за сколько времени программа окупится и сколько после этого будет стоить один пуск, если предположить что мановением волшебной палочки у нас уже есть готовый проект и построенный АКС ;-).

А, да - по предложенным вариантам возражений нет?

ЦитироватьНу и ну! Во дискуссию развернули! :D

И так, надо немного определиться. Думаю, что для сравнения вариантов, наглядного, надо закрепить один из параметров. Есть две простые возможности.

1. Закрепляем массу ПН, и смотрим, какова будет стартовая масса каждого варианта, его сложность, ориентировочная стоимость и т.д, и т.п.
2. Зарепляем стартовую массу, и смотрим, какова будет ПН и прочее, выше перечисленное.

У кого какие предложения по поводу выбора варианта, и цифры к нему?

3. Закрепляем стартовую тягу двигателей - ибо тяга ВРД есть его слабое звено для использования в "космических" интересах :wink:

ЦитироватьА, да - по предложенным вариантам возражений нет?

(Жалобно так) А аэрокосмическую ракету куда задевали? :twisted:
Дискримина-ация, одна-ако :cry:
 :wink:  :mrgreen:

1. Обратите внимание - для скоростей порядка 6М и более увеличение объема становится более лимитирующим фактором, чем увеличение веса. И тем более обтекаемость становится важной. Поэтому класть РН просто между баками или на крышу не стоит. По моему представлению это должно быть нечто вроде летающего крыла, предельно зализанного, возможно с изменяемой геометрией элементов и заваливающимся носом, как у Ту 144.
Обязательно еще мощные бустеры- стартовики, РДТТ, спасаемые, помогающие оторваться от земли. Их в контуре прописывать не надо.
Сбрасывать нагрузку нужно вверх и назад. Вверх потому, что если есть еще запас положительной перегрузки и возможность уйти вверх от РН, то значит возможности ступени использованы не полностью. Назад. потому, что в момент выхода РН в поток он сразу будет тормозиться. А самолет уйдет вперед и не окажется под струей ЖРД. Отделять на горячую нельзя - порвет струей самолет. Возможно отделение с ЖРД работающими в режиме предварительной , малой тяги. Тогда РН будет идти ровно и не обгонит самолет, даст ему уйти. При этом уже не будет вопроса о возможном незапуске маршевика.
Кстати, еще забавный вариант. Загружать РН в самолет снизу и, соответственно люк делать внизу, а сбрасывать перевернувшись пузом кверху. Это и комфортнее пилотам, и удобнее крыльям. Только нужно будет дать паузу на стабилизацию по крену. Сложности этот маневр не доставит, особенно если на него настроить автопилот.
2. Я уже говорил, что объем на больших скоростях важнее веса. Поэтому чисто водородное горючее будет пакостить параметры. Я бы начал с варианта, когда разгон на турбинах и керосине происходит до 2М, а если больше, то турбинам помогает ГПВРД на смеси 50% водорода и 50% керосина, причем сжигать можно в 2 этапа. Кстати, никому не попадался вариант ГПВРД с внешним горением, аналогично ЖРД с внешним расширением? В принципе такое возможно, но я нигде не встречал численных проработок.
3. По назначению я бы в первую очередь настраивался бы на геостационарную орбиту. Для нашей страны это актуально. На этом же самолете перевез РН куда-нибудь на аэродром подскока, не отстыковывая заправил, проверил и флаг в руки. а где это будет - в Приморье, на Южных Курилах или в Индии - время покажет. Я бы пока закладывался на Курилы. Кстати, обратите внимание. Крылья позволяют менять направление полета практически без дополнительных энергозатрат. То есть, мы можем гнать от Курилов на юг, при подлете к экватору довернуть вдоль него и бросить. Только тут место для посадки искать надо. Или Индонезию уговаривать, или Гавайи. Жалко, что в 19 веке наши острова в Тихом океане французам подарили. Вот бы пригодились бы.

То есть ракетоплан, ракету с горизонтальным стартом?

Пусть сначала Ворон АКА Бродяга покажет состоятельность идеи с учетом аэродинамических потерь из-за возросшего вдвое миделя и необходимости полета в плотных слоях для создания подьемной силы ;-), а также падения массового совершенства ступени из-за придания несвойственных ей элементов - крыльев, ног и хвоста ;-).

Критерий - выход в состояние 'разделение ступеней Протона' - то есть примерно 2 км/c и порядка 50 км высоты... впрочем, скорость тут важнее, я согласен на 2 км/с и 30 км высоты, скорость должна быть направлена под 45 градусов к горизонту ;-). ПН - 2 и 3 ступени Протона, плюс ПН, т.е. 180 тонн в блоке диаметром 4 и длиной 20 метров. Размещение - исключительно на его усмотрение. Но за увеличение миделя буду критиковать ;-)

Повторюсь - IMHO тут по массе значительно перспективнее использовать обычные ТРД. Ну, дотянут они не до 2, а до 1.2 км/c, зато и топлива будет потрачено в разы меньше - а значит и общая масса комплекса будет ниже, а при той же стартовой массе можно будет взять бОльшую РН. По моему, использовать ТРД для ступени 0-4М естественнее, чем ЖРД ;-). Не говря уж о существенно бОльшей их многоразовости - ресурс ТРД сейчас - это ДЕСЯТКИ ТЫСЯЧ часов, в случае форсажа - ТЫСЯЧИ. Ресурс SSME, самого многоразового ЖРД - ДЕСЯТКИ просто часов.

Цитата: "hcube"4. Синерджет (а не скрамджет, пардон, обшибся) - это пароводородный ТРД, с режимом работы ПВРД. Т.е. до 1.5М он работает как ТРД, потом как ТРДФ, потом как ПВРДФ ;-), и наконец на 5-6М он вообще закрывается обтекателем, и дальше работает уже ГПВРД.
Извините, я не понял режим работы ПВРДФ. Поясните или дайте ссылку.

ЦитироватьПо назначению я бы в первую очередь настраивался бы на геостационарную орбиту

А Сейшеллы годятся? :D

Ну, Ф - это я для ;-) добавил. Конечно, любой ПВРД и есть Ф - потому что кроме Ф, сиречь форсажной камеры, в нем есть только профилированный воздухозаборник. Просто синерждет Потока имеет многорежимный способ работы, и плавно 'перетекает' от состояния к состоянию, постоянно имея высокую эффективность во всех режимах. На старте он - ТРД, на 6М - ПВРД, между - ТРДФ.

По компоновке - IMHO сбрасывать надо ВНИЗ, в маневре с перегрузкой ВВЕРХ, с задержкой включения двигателя. Т.е. открыли створки, вышли на горку с положительной перегрузкой, сбросили РН находясь под углом 45-60 градусов к горизонту, а сами ушли в мертвую петлю. Точнее, не в метрвую петлю, так сразу повернуть не получится - все ж 1200 м/c, а в горку за атмосферу с переворотом в верхней точке - главное чтобы отойти подальше от РН. РН немножно отошла, и примерно когда самолет находится в вершине петли, врубила ЖРД. В принципе, можно сделать систему выдвигания РН в поток, и запуска рулевых (креновых) ЖРД именно там. Хотя особого смысла не вижу - не потеряет она за 10 секунд ориентацию.

>    открыли створки, вышли на горку с положительной перегрузкой, сбросили РН находясь под углом 45-60 градусов к горизонту, а сами ушли в мертвую петлю. Точнее, не в метрвую петлю, так сразу повернуть не получится - все ж 1200 м/c, а в горку за атмосферу с переворотом в верхней точке


А самолетик не рассыпется от такого? Может просто вираж со снижением после сброса как-то устроить, а если ракета крылатая, то пусть она попланирует на своих крыльях секунд 15. Тогда надо будет чем-то (например ПРД малой тяги) в ракете топливо просадить к заборному устройству и тем же ПРД можно будет ракету развернуть так, чтоб самолет не покалечила  :)  :)  :)

Разделение первой (кольцевой) и второй ступеней:
двигатель второй включается во время работы первой (для этого первая представляет собой то или иное "кольцо", со спецдыркой посредине, в которую уходит выхлоп второй ступени), некоторое время они работают совместно, пока режим полета "промежуточный" (ТВРД и ПВРД оба тянут плохо, первый "уже выдохся", второму еще "маловато кислороду")
При достижении параметров разделения оба двигателя приглушаются, но двигатели первой ступени - в бОльшей степени, почти совсем
Так что струя второй ступени минимальна и идет преимущественно в дырку первой :wink:  :mrgreen: , притом эта первая "быстро отстает" :roll:
Далее, стенки "дырки" можно не только обмазать чем-то примитивным ( :lol:  :mrgreen: ), абляционного типа, но и ваще сделать сменными, на минимуме болтов :wink: , так что при подготовке к новому старту просто и без затей меняется несколько панелей обшивки

Собственно, предложено было сбрасывать РН примерно как торпедоносцы ВМВ торпеду сбрасывали - только с поправкой на высоту и скорость. Т.е. сбросили - и сразу в вираж отвалили. Кстати и соотношение масс похожее.

Касательно коаксиальных ступеней - не, ребяты, нафиг-нафиг. На земле это прошло бы, но на 6М скорости... малейший разбаланс по тангажу - и приехали, РН заклинило. Лучше четко вниз (вбок) сбрасывать.

ЦитироватьПо компоновке - IMHO сбрасывать надо ВНИЗ, в маневре с перегрузкой ВВЕРХ, с задержкой включения двигателя. Т.е. открыли створки, вышли на горку с положительной перегрузкой, сбросили РН находясь под углом 45-60 градусов к горизонту, а сами ушли в мертвую петлю. Точнее, не в метрвую петлю, так сразу повернуть не получится - все ж 1200 м/c, а в горку за атмосферу с переворотом в верхней точке - главное чтобы отойти подальше от РН. РН немножно отошла, и примерно когда самолет находится в вершине петли, врубила ЖРД. В принципе, можно сделать систему выдвигания РН в поток, и запуска рулевых (креновых) ЖРД именно там. Хотя особого смысла не вижу - не потеряет она за 10 секунд ориентацию.

ЦитироватьПо компоновке - IMHO сбрасывать надо ВНИЗ, в маневре с перегрузкой ВВЕРХ, с задержкой включения двигателя. Т.е. открыли створки, вышли на горку с положительной перегрузкой, сбросили РН находясь под углом 45-60 градусов к горизонту, а сами ушли в мертвую петлю. Точнее, не в метрвую петлю, так сразу повернуть не получится - все ж 1200 м/c, а в горку за атмосферу с переворотом в верхней точке - главное чтобы отойти подальше от РН. РН немножно отошла, и примерно когда самолет находится в вершине петли, врубила ЖРД. В принципе, можно сделать систему выдвигания РН в поток, и запуска рулевых (креновых) ЖРД именно там. Хотя особого смысла не вижу - не потеряет она за 10 секунд ориентацию.

Боюсь повториться, но если хватает энергии на какой либо маневр с перегрузкой ВВЕРХ, то эту энергию нужно использовать именно для придания ПН дополнительного импульса вверх. И только когда будут исчерпаны все возможности, останется только движение вниз, только в этот момент надо отденять ракету.  Маневр мертвой петлей выглядит красиво, но при перегрузке 3g на скорости 2000 м/с радиус петли составляет 133 км, учитывая, что начало  петли идет с углом  45 градусов, Вас вынесло бы на 200 км (!!!), если бы там был воздух. А так как воздуха нет, то Вы просто вылетаете из остатков атмосферы  по баллистике  примерно на 70-80 км вверх и на 300-400 км вперед и валитесь обратно почти кувырком (если нет газовых рулей) и с остывшими движками. Если скорость 1200 м/c, то уменьшайте эти цифры в 2-2,5 раза. Суть останется. Красивый маневр не получился. А ведь Вам еще домой топать надо.  
Носитель выдвигать не надо - ручки какие для этого потребуются!!! Просто аккуратно сбросить и отойти в сторону и вперед. А там уже крутым  виражом со снижением  вниз в плотные слои и на дозвук, где топлива немного надо и крылья хорошо держат.
Я все же не понял про движок. Когда он переходит на прямоток, то куда все эти лопатки, направляющие аппараты деваются.

ЦитироватьТо есть ракетоплан, ракету с горизонтальным стартом?

 а также падения массового совершенства ступени из-за придания несвойственных ей элементов - крыльев, ног и хвоста ;-).


Повторюсь - IMHO тут по массе значительно перспективнее использовать обычные ТРД. Ну, дотянут они не до 2, а до 1.2 км/c, зато и топлива будет потрачено в разы меньше - а значит и общая масса комплекса будет ниже, а при той же стартовой массе можно будет взять бОльшую РН. По моему, использовать ТРД для ступени 0-4М естественнее, чем ЖРД ;-). Не говря уж о существенно бОльшей их многоразовости - ресурс ТРД сейчас - это ДЕСЯТКИ ТЫСЯЧ часов, в случае форсажа - ТЫСЯЧИ. Ресурс SSME, самого многоразового ЖРД - ДЕСЯТКИ просто часов.

Для самолетоступени критерии совсем другие. Если Вы хотите оценивать массовое совершенство ступени, то к массе топлива на борту  добавьте массу топлива (окислителя), забираемого из воздуха. А от массы крыльев и хвоста отнимите массу топливных баков для этого окислителя и экономию  массы двигателей за счет уменьшенной тяги, так как подъемная сила крыльев в несколько раз больше тяги движков. Тогда можно сравнивать совершеноство конструкций.
Если конечная скорость самолетоступени будет меньше, то для дополнительного разгона нужно брать гораздо больше топлива на баллистический носитель, что может съесть всю выгоду. Не надо забывать, что всегда выгоднее разогнаться на крыльях по максимуму.  Тут уже надо проводить оптимизацию  развесовки по ступеням.
Естественно, там где можно, нужно использовать ТРД. И только там, где уже нельзя , приходится искать альтернативу.
А стартовая масса комплекса уже не так ограничена, как при вертикальном старте. Тут кроме тяти двигателей есть другие возможности для инженерного маневра.

ЦитироватьТо есть ракетоплан, ракету с горизонтальным стартом?

 а также падения массового совершенства ступени из-за придания несвойственных ей элементов - крыльев, ног и хвоста ;-).


Повторюсь - IMHO тут по массе значительно перспективнее использовать обычные ТРД. Ну, дотянут они не до 2, а до 1.2 км/c, зато и топлива будет потрачено в разы меньше - а значит и общая масса комплекса будет ниже, а при той же стартовой массе можно будет взять бОльшую РН. По моему, использовать ТРД для ступени 0-4М естественнее, чем ЖРД ;-). Не говря уж о существенно бОльшей их многоразовости - ресурс ТРД сейчас - это ДЕСЯТКИ ТЫСЯЧ часов, в случае форсажа - ТЫСЯЧИ. Ресурс SSME, самого многоразового ЖРД - ДЕСЯТКИ просто часов.

Для самолетоступени критерии совсем другие. Если Вы хотите оценивать массовое совершенство ступени, то к массе топлива на борту  добавьте массу топлива (окислителя), забираемого из воздуха. А от массы крыльев и хвоста отнимите массу топливных баков для этого окислителя и экономию  массы двигателей за счет уменьшенной тяги, так как подъемная сила крыльев в несколько раз больше тяги движков. Тогда можно сравнивать совершеноство конструкций.
Если конечная скорость самолетоступени будет меньше, то для дополнительного разгона нужно брать гораздо больше топлива на баллистический носитель, что может съесть всю выгоду. Не надо забывать, что всегда выгоднее разогнаться на крыльях по максимуму.  Тут уже надо проводить оптимизацию  развесовки по ступеням.
Естественно, там где можно, нужно использовать ТРД. И только там, где уже нельзя , приходится искать альтернативу.
А стартовая масса комплекса уже не так ограничена, как при вертикальном старте. Тут кроме тяти двигателей есть другие возможности для инженерного маневра.

ЦитироватьТо есть ракетоплан, ракету с горизонтальным стартом?

 а также падения массового совершенства ступени из-за придания несвойственных ей элементов - крыльев, ног и хвоста ;-).


Повторюсь - IMHO тут по массе значительно перспективнее использовать обычные ТРД. Ну, дотянут они не до 2, а до 1.2 км/c, зато и топлива будет потрачено в разы меньше - а значит и общая масса комплекса будет ниже, а при той же стартовой массе можно будет взять бОльшую РН. По моему, использовать ТРД для ступени 0-4М естественнее, чем ЖРД ;-). Не говря уж о существенно бОльшей их многоразовости - ресурс ТРД сейчас - это ДЕСЯТКИ ТЫСЯЧ часов, в случае форсажа - ТЫСЯЧИ. Ресурс SSME, самого многоразового ЖРД - ДЕСЯТКИ просто часов.

Для самолетоступени критерии совсем другие. Если Вы хотите оценивать массовое совершенство ступени, то к массе топлива на борту  добавьте массу топлива (окислителя), забираемого из воздуха. А от массы крыльев и хвоста отнимите массу топливных баков для этого окислителя и экономию  массы двигателей за счет уменьшенной тяги, так как подъемная сила крыльев в несколько раз больше тяги движков. Тогда можно сравнивать совершеноство конструкций.
Если конечная скорость самолетоступени будет меньше, то для дополнительного разгона нужно брать гораздо больше топлива на баллистический носитель, что может съесть всю выгоду. Не надо забывать, что всегда выгоднее разогнаться на крыльях по максимуму.  Тут уже надо проводить оптимизацию  развесовки по ступеням.
Естественно, там где можно, нужно использовать ТРД. И только там, где уже нельзя , приходится искать альтернативу.
А стартовая масса комплекса уже не так ограничена, как при вертикальном старте. Тут кроме тяти двигателей есть другие возможности для инженерного маневра.

Мне кажется, что с движками вы упираетесь в крайности.
В чём смысл использования ТРД ... ГПВРД вместо ЖРД?
В том, что мы размениваем скорость истечения газов на их массу (при той же энергии получаем больший импульс)

Так вот - предлагаю для гиперзвука забить на то, что в воздухе есть кислород, воздух для нас - просто инертное рабочее тело, которое мы греем и ускоряем.
Т.е. взлетаем на ТРД, разгоняемся до сверхзвука, а потом сразу на ЖРД. Но ЖРД не простой, а в "трубе"
(http://img226.imageshack.us/img226/5922/0007ms.gif)

ЦитироватьДалее, стенки "дырки" можно не только обмазать чем-то примитивным ( :lol:  :mrgreen: ), абляционного типа, но и ваще сделать сменными, на минимуме болтов :wink: , так что при подготовке к новому старту просто и без затей меняется несколько панелей обшивки

Струя от двигателя обладает значительной, мягко говоря, разрушающей силой. Когда соддавали первые стенды, то пробовали уткнуть струю в бетон. Рвало бетон на ошмотья и швыряло их на десятки метров. Металл покрепче, он не рвется, но через несколько секунд начинает лихо оплавляться. Температура торможения струи равна почти температуре в ядре камеры - 3-4 тыс. градусов. Напор почти давление в камере. Если кто-то видел, как разгоняют демонстрации из пожарных брандспойтов, то это всего 5-6 атмосфер. В камере сгорания от 70 и выше. Как ни удивительно, лучше всего струе РД противостоит вода. Если присмотреться к стартовому комлексу РН, то одним из наиболее грандиозных сооружений будет газоотвод. Подводным лодкам везет, что они из воды пускают. А вот наземные шахтные комплексы всегда после пуска нуждаются в восстановлении. Когда более, когда менее. Так что не стоит рассчитывать на легкую отмазку. И в этом отношении пускатель-бублик попадает на все 100. Стоит немного взаимно отклониться или просто движку отклониться для компенсации какого-либо возмущения - прожгет "бублика", как сваркой. Собственно газовый резак и есть ракетный двигатель в детсадовском исполнении.

Эх, как хорошо тема начиналась - практически, "улучшение "семерки". И во что вылилось - крылья, экзотические движки... Жаль!

ЦитироватьТак вот - предлагаю для гиперзвука забить на то, что в воздухе есть кислород, воздух для нас - просто инертное рабочее тело, которое мы греем и ускоряем.
Т.е. взлетаем на ТРД, разгоняемся до сверхзвука, а потом сразу на ЖРД. Но ЖРД не простой, а в "трубе"
(http://img226.imageshack.us/img226/5922/0007ms.gif)

 :cry: Это называется инжектор. Представляет некоторые преимущества на дозвуке. При сверхзвуковом движении не работает.  Описано в популярной литературе. :!:

ЦитироватьКасательно коаксиальных ступеней - не, ребяты, нафиг-нафиг. На земле это прошло бы, но на 6М скорости... малейший разбаланс по тангажу - и приехали, РН заклинило. Лучше четко вниз (вбок) сбрасывать.

Возможны варианты
На мой взгляд, конечно

Цитировать

ЦитироватьДалее, стенки "дырки" можно не только обмазать чем-то примитивным ( :lol:  :mrgreen: ), абляционного типа, но и ваще сделать сменными, на минимуме болтов :wink: , так что при подготовке к новому старту просто и без затей меняется несколько панелей обшивки

Струя от двигателя обладает значительной, мягко говоря, разрушающей силой. Когда соддавали первые стенды, то пробовали уткнуть струю в бетон. Рвало бетон на ошмотья и швыряло их на десятки метров. Металл покрепче, он не рвется, но через несколько секунд начинает лихо оплавляться. Температура торможения струи равна почти температуре в ядре камеры - 3-4 тыс. градусов. Напор почти давление в камере. Если кто-то видел, как разгоняют демонстрации из пожарных брандспойтов, то это всего 5-6 атмосфер. В камере сгорания от 70 и выше. Как ни удивительно, лучше всего струе РД противостоит вода. Если присмотреться к стартовому комлексу РН, то одним из наиболее грандиозных сооружений будет газоотвод. Подводным лодкам везет, что они из воды пускают. А вот наземные шахтные комплексы всегда после пуска нуждаются в восстановлении. Когда более, когда менее. Так что не стоит рассчитывать на легкую отмазку. И в этом отношении пускатель-бублик попадает на все 100. Стоит немного взаимно отклониться или просто движку отклониться для компенсации какого-либо возмущения - прожгет "бублика", как сваркой. Собственно газовый резак и есть ракетный двигатель в детсадовском исполнении.

Через полсекунды вы уже ее не найдете на горизонте, первую ступень-то, далеко будет, это же не старт и не стенд а высокоскоростной полет, достаточно небольших различий в аэродинамике, да и само воздействие струи тоже на торможение работает

Ну, с бубликом все не так драматично - его можно и нужно секционировать, можно увеличить диаметр до безопасного, можно использовать оболочку из металлической фольги... это не есть принципиальная проблема.

Далее, по поводу синерждета.... тут где-то есть тема в которой он лучше описан. В режиме ПВРД компрессор закрывается обтекателем, и поток идет по каналам в обход компрессора и турбины, сколько помню.

ЦитироватьЧерез полсекунды вы уже ее не найдете на горизонте, первую ступень-то, далеко будет, это же не старт и не стенд а высокоскоростной полет, достаточно небольших различий в аэродинамике, да и само воздействие струи тоже на торможение работает

 Зомби, у вас всегда так плохо было с математикой, а?

 Пусть ракета имеет высокую тяговооруженность 1,5 от массы, на старте она имеет ускорение около 5 м/с**2 - через Полсекунды она улетит на 0,6 метра, через Секунду на 2,5 метра, через 5 Секунд на 62,5 метра...

 У Союза тяговооруженность меньше...

Есть еще и такая вещь, как аэродинамическое сопротивление
Подняли закрылки на первой ступени, на скорости 2,5 махов, что будет?

ЦитироватьТо есть ракетоплан, ракету с горизонтальным стартом?

Пусть сначала Ворон АКА Бродяга покажет состоятельность идеи с учетом аэродинамических потерь из-за возросшего вдвое миделя и необходимости полета в плотных слоях для создания подьемной силы ;-), а также падения массового совершенства ступени из-за придания несвойственных ей элементов - крыльев, ног и хвоста ;-).

Критерий - выход в состояние 'разделение ступеней Протона' - то есть примерно 2 км/c и порядка 50 км высоты... впрочем, скорость тут важнее, я согласен на 2 км/с и 30 км высоты, скорость должна быть направлена под 45 градусов к горизонту ;-). ПН - 2 и 3 ступени Протона, плюс ПН, т.е. 180 тонн в блоке диаметром 4 и длиной 20 метров. Размещение - исключительно на его усмотрение. Но за увеличение миделя буду критиковать ;-)

Повторюсь - IMHO тут по массе значительно перспективнее использовать обычные ТРД. Ну, дотянут они не до 2, а до 1.2 км/c, зато и топлива будет потрачено в разы меньше - а значит и общая масса комплекса будет ниже, а при той же стартовой массе можно будет взять бОльшую РН. По моему, использовать ТРД для ступени 0-4М естественнее, чем ЖРД ;-). Не говря уж о существенно бОльшей их многоразовости - ресурс ТРД сейчас - это ДЕСЯТКИ ТЫСЯЧ часов, в случае форсажа - ТЫСЯЧИ. Ресурс SSME, самого многоразового ЖРД - ДЕСЯТКИ просто часов.

 1. hcube "возросший в два раза мидель" - сравнительно с чем? :)
 У Ту-160 качество 6, я считал, что качество будет 4, вас какое устроит? ;)

 2. hcube побойтесь бога, я же приводил данные по Союзу, он вверх и по дальности на участке первой ступени улетает примерно на одинаковое расстояние, подумайте сами, если скорость при разделении направлена под углом 45 градусов к горизонту - ракета так и должна лететь "всю дорогу", а она сперва 10 секунд летит вертикально, потом начинает медленно "ложиться на бок".
 К моменту разделения ступеней траектория более пологая, думаю, градусов 20 к горизонту не более.
 По Протону у меня данных нет, но, думаю, там примерно то же самое.

 3. hcube вас что, Зомби покусал? ;)  :D

 Да, ТРД "кажутся" очень выгодными, если забыть одно обстоятельство - им Воздух нужен. :)
 На высотах более 15 км его "считай что нету", скоростной напор растёт пропорционально квадрату скорости, а количество воздуха проходящего через воздухозаборник - пропорционально самой скорости.

 "Собственно ТРД" это турбина, которая становится практически бесполезной на скоростях выше 2 Махов, посмотрите как работает двигатель Конкорда и т. п.
 При этом сама эта турбина со всем остальным имеет массу около 10% от создаваемой тяги - за каким её надо тащить с собой туда, где для неё нет воздуха и она вообще, собственно, не нужна?

Да, hcube, прошу прощения, как я понял Вариант 2 - на боковушках керосин, в центре - метан, а на третьей ступени - водород? ;)

 Это что, будут 3 заправки разных????  :D

ЦитироватьЕстественно, там где можно, нужно использовать ТРД. И только там, где уже нельзя , приходится искать альтернативу.
А стартовая масса комплекса уже не так ограничена, как при вертикальном старте. Тут кроме тяти двигателей есть другие возможности для инженерного маневра.

 См. выше, "про воздух". :)

 Кроме того, даже с крыльями нам нужна достаточно большая тяга - иначе всё сожрут потери.
 Проходят схемы "ЖРД" и "ЖРД + ПВРД" - ПВРД можно сделать здоровенным, это просто труба низкого давления с дополнительными устройствами. Для реально существующих ПВРД отношения масса/тяга - 1/20 или около того.

4 заправки - кислород еще. Плюс гелий в вытеснительной системе.

Да. Ничего страшного - в погоне за УИ еще и не то придумаешь ;-).

Возросший мидель - это у варианта 3 по сравнению с вариантом 2 ;-). А ведь еще есть индуктивное сопротивление и рост Cx при росте угла атаки...

Касательно разгона - есть медицинский факт - ТРД МОЖЕТ работать на 4М ;-). ТРДФ, конечно, то есть в немалой степени ПВРД. Но может. Особенно на метане или СПГ. Расход топлива у него для достижения 4М/25км - порядка 10% от взлетного веса. Допустим, конструкция самого планера - еще 30% (включая 10% двигателей). Итого мы имеем 60% от взлетного веса в форме РН. Пусть даже 50%. Первая ступень у того же самого Союза весит примерно 60% от веса РН (176 из 310). То есть мы имеем ЛА взлетным весом порядка 300 тонн (это примерно как Ту-160), с весом конструкции 30% (100 тонн, Ту-160 весит 110) и максимальной ПН 150 тонн (130 тонн РН плюс 20 тонн ПН). При этом в отличии от 160-го у нас нет ни изменения угла стреловидности крыла, ни оптимизации по длительности полета - взлетел-разогнался-сделал горку со сбросом-сел. До высоты в 25 км самолет-носитель нормально сможет тянуть РН, а дальше - логично не тащить с собой крылья, шасси и прочую чисто самолетную требуху, а использовать чистую РН, что и предлагается ;-).

ЦитироватьКасательно разгона - есть медицинский факт - ТРД МОЖЕТ работать на 4М ;-). ТРДФ, конечно, то есть в немалой степени ПВРД. Но может. Особенно на метане или СПГ. Расход топлива у него для достижения 4М/25км - порядка 10% от взлетного веса. Допустим, конструкция самого планера - еще 30% (включая 10% двигателей). Итого мы имеем 60% от взлетного веса в форме РН. Пусть даже 50%. Первая ступень у того же самого Союза весит примерно 60% от веса РН (176 из 310). То есть мы имеем ЛА взлетным весом порядка 300 тонн (это примерно как Ту-160), с весом конструкции 30% (100 тонн, Ту-160 весит 110) и максимальной ПН 150 тонн (130 тонн РН плюс 20 тонн ПН). При этом в отличии от 160-го у нас нет ни изменения угла стреловидности крыла, ни оптимизации по длительности полета - взлетел-разогнался-сделал горку со сбросом-сел. До высоты в 25 км самолет-носитель нормально сможет тянуть РН, а дальше - логично не тащить с собой крылья, шасси и прочую чисто самолетную требуху, а использовать чистую РН, что и предлагается ;-).

 ТРДФ на скоростях более 2 М это не в "немалой степени ПВРД" - а "практически ПВРД", турбина уже "мешается". :)
 Кроме того, 10% массы от создаваемой тяги это "мой оптимизм" - такие показатели у хороших ТРДДФ, работающих до 2 М на форсажном режиме - расход топлива практически как у ПВРД, "пореальнее" 20% массы ТРД от тяги для скоростей более 2 М.

 И Самое Главное - нам нужна куча этих самых ТРД, они маленькие. :)

 Что касается изменения профиля крыла, я не вижу, почему бы ему не быть на таком носителе. Ту-160 летает с такими крыльями на межконтинентальные дальности, а нам надо - километров на 100 при времени разгона секунд 150-200.

Кстати, hcube, вот вам простенький режимчик полёта для Крылатой Ракеты. :)

 УИ = 2850 м/с - как и в предидущем примере.

 Тяговооруженность постоянная 2.

 Расходуется 200 тонн топлива из 305 - ХС = 3039 м/с.

 Ракета летит под постоянным углом к горизонту с sin = 0,2.

 Получается скорость в конце работы первой ступени 2355 м/с - сравнительно с Союзом прибавка около 592 м/с.
 Высота в конце работы первой ступени - 36,5 км.
 Время полёта всё то же 155 секунд.
 По дальности она улетит на 179 км. :)

 Но это Тоже Неоптимально, и даже на 36 километров тащиться не надо. ;)

Отлично. Мы выиграли 600 м/с. Где расчет аэродинамических потерь на этом крыле? Они случайно не будут равны 600 м/c? А как насчет сильного снижения массовой эффективности - с 1/10 до 1/2 сухого веса ступени, а? ;-)

Вы берете крыло как 'идеальную горку с нулевым трением', а это несколько не так ;-).

ЦитироватьОтлично. Мы выиграли 600 м/с. Где расчет аэродинамических потерь на этом крыле? Они случайно не будут равны 600 м/c? А как насчет сильного снижения массовой эффективности - с 1/10 до 1/2 сухого веса ступени, а? ;-)

Вы берете крыло как 'идеальную горку с нулевым трением', а это несколько не так ;-).

 Я брал качество 4, потери на сопротивление воздуха 155*0,25*9,81 = 380 м/с.
 На самом деле при полёте под постоянным углом к местному горизонту нужна подъёмная сила меньше 1, но при sin = 0,2 она соs практически равен 1. ;)

 Так что я брал совершенно неидеальное крыло. :)
 В идеальном случае прибавка конечной скорости была бы почти 1 км/с. :)

ЗдорОв Ворон мозги пудрить, однако :wink:  :mrgreen:

ЦитироватьЗдорОв Ворон мозги пудрить, однако :wink:  :mrgreen:

 Зомби, скажите, что вы делаете на форуме о космосе, если вы не умеете считать? ;)  :D

ЦитироватьЭх, как хорошо тема начиналась - практически, "улучшение "семерки". И во что вылилось - крылья, экзотические движки... Жаль!

Правильн! Совсем загадили тему крыльями :D  А где ноги, где хвосты, я вас спрашиваю? :D  Вот Вы, Дмитрий В., предложили бы что нить, а то совсем заглохнем :(

Цитировать

ЦитироватьЗдорОв Ворон мозги пудрить, однако :wink:  :mrgreen:

 Зомби, скажите, что вы делаете на форуме о космосе, если вы не умеете считать? ;)  :D

Ребяты, просьба не переходить на такой тон ... Мне этого в другой теме ВА КАК хватило. :(

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЗдорОв Ворон мозги пудрить, однако :wink:  :mrgreen:

 Зомби, скажите, что вы делаете на форуме о космосе, если вы не умеете считать? ;)  :D

Ребяты, просьба не переходить на такой тон ... Мне этого в другой теме ВА КАК хватило. :(

 STEP я совершенно согласен, только, вот Зомби это тоже скажите. :)

Цитировать

ЦитироватьЭх, как хорошо тема начиналась - практически, "улучшение "семерки". И во что вылилось - крылья, экзотические движки... Жаль!

Правильн! Совсем загадили тему крыльями :D  А где ноги, где хвосты, я вас спрашиваю? :D  Вот Вы, Дмитрий В., предложили бы что нить, а то совсем заглохнем :(

 STEP зачем нужны эти крылья? ;)

 Как я говорил, дело даже не в увеличении ПН, дело в технологичности, вот вам один примерчик. - http://www.airwar.ru/enc/fighter/x35.html

 На что я хочу тут обратить внимание -

 "Программа летных испытаний 14 опытных истребителей F-35 была первоначально рассчитана на 15000 ч, но с целью экономии средств и времени ее сократили до 10185 ч. Всего предполагается совершить 5700 полетов."

 Почему все так носятся с Союзом? ;) - Потому, что это давным-давно штатная ракета, она летала 2000 раз и отработана.
 Что "союзообразное" сейчас не сделай, если оно будет иметь существенные изменения сравнительно с Союзом - не будет это "То".

 Но, если мы построим крылатую первую ступень - мы можем её отработать если не "по-самолётному" то близко к тому - сотней-другой испытательных полётов. Обычную ракету так отработать немыслимо, она каждый раз вся выбрасывается.
 В результате мы будем иметь "базу" в виде надёжной первой ступени для дальнейшего развития, которого мы хотим.

Вы не учитываете что времени совсем мало осталось...

К чему все эти проекты, если нет ни малейшей надежды на финансирование, вы бы лучше подумали как раздобыть деньги, а проекты всегда найдутся, деньги гораздо труднее добываются нужен собственный бизнес, все остальное ненадежно

И не лучше ли ли возрождать ГИРД?

Ну не дадут военные свои движки и не продадут, скорее ракетные движки можно достать, так что лучше ракетоплан делать... Треугольное крыло самое лучшее по летным характеристикам и по грузоподъемности

Так я ракетоплан и предлагаю, но с упором на совершенную отработку изделия и отсутствие стационарного стартового комплекса. :)

Возьмем те же двигатели для АКС, что и для исходной "АКР сравнения"

Что улучшается? Возможно нЕсколько (нАсколько?) снижаются аэродинамические потери и растет стартовая масса

Зато растет (весьма заметно) масса конструкции (крылья и все с ними связанное), а большая стартовая масса влечет низкую тяговооруженность, следовательно заметно бОльшее время разгона в сравнении с АКР, следовательно опять-таки РОСТ гравитационных и аэродинамических потерь, что влечет дополнительный расход керосина и, следовательно, его долю в дополнительной массе

Ну и какой запас по массе мы можем взять, и сколько из него уйдет на все эти потери? Это при том еще, что чем меньше тяговооруженность, тем длиннее ВПП...

Ну допустим (только допустим), что мы выиграем процентов 20 прироста ПН в сравнении с АКР, но насколько сложнее и тяжелее выходит аппарат?

Выигрыш в степени многоразовости.

ТРД, наиболее напряженная часть системы, ЗНАЧИТЕЛЬНО многоразовее ЖРД. Чисто в силу меньшей напряженности.

Да. у него больше соотношение тяга-вес. Но ему и топлива надо меньше! Выходит баш на баш.

Да, по поводу большого количества ТРД - на самолет-носитель помянутого мной масштаба достаточно 6, а 8 - более чем достаточно,  ТРД которые стоят на Ту-160. Причем пустой он может лететь на двух таких ТРД. Ресурс ТРД - десятки тысяч часов, этого хватит до полного морального износа планера. А ЖРД придется менять каждые 10 пусков, да еще и топлива они больше сожрут.

Не, я был есть и буду при своем мнении - на диапазон скоростей 0-5М лучше ТРДФ ничего нету и не будет. И уж во всяком случае, не ЖРД тут с ними тягаться. Выше 10М - да, я согласен, ЖРД рулят.

ЦитироватьНе, я был есть и буду при своем мнении - на диапазон скоростей 0-5М лучше ТРДФ ничего нету и не будет. И уж во всяком случае, не ЖРД тут с ними тягаться. Выше 10М - да, я согласен, ЖРД рулят.

Ну, об этом еще Циолковский Кириллу Лаврову в Укрощении огня рассказывал. :D

ЦитироватьВыигрыш в степени многоразовости.

Я не понял, или, может, непонятно выражаюсь?
АКР = "аэрокосмическая ракета", система, состоящая ("классически" :wink:  :mrgreen: ) из трех ступеней, первая - на ТВРД, вторая - ПВРД и/или ГПВРД, третья - ЖРД,
в отличие и в противопоставлении АКС (аэрокосмическому самолету),
имеет вертикальный (ракетный) старт
В полномасштабном варианте 1-ая и 2-ая ступени - многоразовые, для чего (по простоте) предлагается снабдить их минимальными крыльями, для посадки "без груза" и с полностью выработанным топливом, то есть - полный минимум

Так кто выигрывает в многоразовости?

Я сам лишь пытаюсь понять (посредством пыток :mrgreen: , так как, как тут было отмечено, сам считать неумею :( ), у кого ПН больше, при той же стартовой мощности, потому как если выигрыш у АКС невелик, то АКР много проще и дешевле, и "тем более" не стоит с крыльями заморачиваться

ЦитироватьВыигрыш в степени многоразовости.

ТРД, наиболее напряженная часть системы, ЗНАЧИТЕЛЬНО многоразовее ЖРД. Чисто в силу меньшей напряженности.

Да. у него больше соотношение тяга-вес. Но ему и топлива надо меньше! Выходит баш на баш.

Да, по поводу большого количества ТРД - на самолет-носитель помянутого мной масштаба достаточно 6, а 8 - более чем достаточно,  ТРД которые стоят на Ту-160. Причем пустой он может лететь на двух таких ТРД. Ресурс ТРД - десятки тысяч часов, этого хватит до полного морального износа планера. А ЖРД придется менять каждые 10 пусков, да еще и топлива они больше сожрут.

Не, я был есть и буду при своем мнении - на диапазон скоростей 0-5М лучше ТРДФ ничего нету и не будет. И уж во всяком случае, не ЖРД тут с ними тягаться. Выше 10М - да, я согласен, ЖРД рулят.

 hcube это не самолёт. :)

 Всё время разгона до 6 махов может, при использовании ЖРД составлять 150-200 секунд, если мы используем ТРД с меньшей тягой - потери растут пропорционально времени разгона.
 Я предлагаю использовать связку - стартовый ЖРД, возможно, с регулируемым сополом для обеспечения хорошего УИ на всех режимах и Мощного ПВРД от 1,3 маха до 6 махов.

 Самый мощный ТРДД на дозвуке у земли - 50-60 тонн тяги, ну да есть Ту-160, но у него всё сожрут потери при подъёме от 5 до 15 км.

Ну, то что я предлагал - это в чистом виде 'воздушный старт'. Т.е. некий авиационный комплекс вывозит ракету на некую высоту и скорость и оттуда ее запускает. Комплекс одноступенчатый и на высоту/скорость доступную 'здесь и сейчас', т.е. относительно простой.

АКР я так понимаю, это вариант 'Р-7 с ВРД' ;-). Т.е. добавление к РН ВРД-бустеров. Опять же идея в ru.spаce муссировалась ;-).

Ворону - не сожрут ;-) То есть сожрут, но не все ;-). У ВРД УИ по сравнению с ЖРД просто непредставимо велик - десятки и сотни км/с, сиречь дестяки тысяч 'секунд'. И тот обьем топлива, который ЖРД 'на один зуб', ТРД может растянуть надолго и превратить в тягу с бОльшей эффективностью. Особенно на малых скоростях и с большим количеством рабочего тела.

Цитировать

ЦитироватьВыигрыш в степени многоразовости.

Я не понял, или, может, непонятно выражаюсь?
АКР = "аэрокосмическая ракета", система, состоящая ("классически" :wink:  :mrgreen: ) из трех ступеней, первая - на ТВРД, вторая - ПВРД и/или ГПВРД, третья - ЖРД,
в отличие и в противопоставлении АКС (аэрокосмическому самолету),
имеет вертикальный (ракетный) старт
В полномасштабном варианте 1-ая и 2-ая ступени - многоразовые, для чего (по простоте) предлагается снабдить их минимальными крыльями, для посадки "без груза" и с полностью выработанным топливом, то есть - полный минимум

Так кто выигрывает в многоразовости?

Я сам лишь пытаюсь понять (посредством пыток :mrgreen: , так как, как тут было отмечено, сам считать неумею :( ), у кого ПН больше, при той же стартовой мощности, потому как если выигрыш у АКС невелик, то АКР много проще и дешевле, и "тем более" не стоит с крыльями заморачиваться

 Зомби, вы не поняли. :)

ЦитироватьАКР я так понимаю, это вариант 'Р-7 с ВРД' ;-) . Т.е. добавление к РН ВРД-бустеров. Опять же идея в ru.spаce муссировалась ;-) .

Нет
АКР ("классически" :mrgreen: ) содержит в первой ступени только ТВРД
Во второй - ПВРД и/или ГПВРД

Об чём и речь
4-ка МиГовских двигателей создает стартовую тягу в 60+ тонн на форсаже, от Ту - аж целых 100 тонн
А масса АКР существенно ниже на ту же ПН, чем у обычной ракеты
Так что на такой тяге можно, в принципе конечно, поиметь уже что-то вполне интересное

Первая ступень АКР в варианте "посадки на крылья" похожа чем-то на "самолетоступень", но относительно меньше, и с нагрузкой стартует вертикально, крылья, повторюсь, только обеспечивают разворот на обратный курс после разделения и посадку пустой ступени с выработанным горючим и без нагрузки
А возможна еще (в принципе) и вертикальная посадка, так что, опять-таки "в принципе", крыльев на первой ступени может вообще не быть

ЦитироватьЗомби, вы не поняли. :)

ЖРД на старте - самый затратный вариант по потребляемой массе топлива
Эффективнее просто стартовая ЖРД-ступень, классическая, зачем крылья?

Что касается ракетопланов, то здесь необходимо аэродинамическое качество около 100 иначе аэродинамика пожрет все, но на сверхзвуке и тем более на гиперзвуке это не достижимо.


Хотя не все потеряно,
На дозвуке до сотни можно дорваться

 при достижении сверхзвука масса ракетоплана будет понижаться, и подьемная сила тоже понизится, а с ней и сопротивление, в конце можно будет постепенно переходить на балистическую траекторию, так что потери должны минимизироваться...

Цитировать

ЦитироватьАКР я так понимаю, это вариант 'Р-7 с ВРД' ;-) . Т.е. добавление к РН ВРД-бустеров. Опять же идея в ru.spаce муссировалась ;-) .

Нет
АКР ("классически" :mrgreen: ) содержит в первой ступени только ТВРД
Во второй - ПВРД и/или ГПВРД

Об чём и речь
4-ка МиГовских двигателей создает стартовую тягу в 60+ тонн на форсаже, от Ту - аж целых 100 тонн
А масса АКР существенно ниже на ту же ПН, чем у обычной ракеты
Так что на такой тяге можно, в принципе конечно, поиметь уже что-то вполне интересное

Первая ступень АКР в варианте "посадки на крылья" похожа чем-то на "самолетоступень", но относительно меньше, и с нагрузкой стартует вертикально, крылья, повторюсь, только обеспечивают разворот на обратный курс после разделения и посадку пустой ступени с выработанным горючим и без нагрузки
А возможна еще (в принципе) и вертикальная посадка, так что, опять-таки "в принципе", крыльев на первой ступени может вообще не быть

 Во-первых, если мы хотим иметь "союзовские" 410 тонн тяги для ностителя массой 300 тонн нам нужно "приблизительно" 27 МиГовских двигателей, каждый из которых имеет массу 2,5 тонны. (Это только двигатель, без воздухозаборника.)
 Двигатели будут иметь массу 67,5 тонн. Но это не самое плохое. :)

 Как я и говорил, мы должны лететь по пологой траектории, для обеспечения достаточного количества воздуха для этих двигателей - по более пологой, чем вариант с крыльыми и ЖРД.

 Воздух нуже для ВРД, ВОЗДУХ.
 :)

ЦитироватьЧто касается ракетопланов, то здесь необходимо аэродинамическое качество около 100 иначе аэродинамика пожрет все, но на сверхзвуке и тем более на гиперзвуке это не достижимо.


Хотя не все потеряно,
На дозвуке до сотни можно дорваться

 при достижении сверхзвука масса ракетоплана будет понижаться, и подьемная сила тоже понизится, а с ней и сопротивление, в конце можно будет постепенно переходить на балистическую траекторию, так что потери должны минимизироваться...

 серж, мне качества 5 хватит "выше крыши" - это довольно обычное качество сверхзвукового самолёта.

 А качества 100 нет даже у дозвуковых лайнеров.

Цитировать

ЦитироватьЗомби, вы не поняли. :)

ЖРД на старте - самый затратный вариант по потребляемой массе топлива
Эффективнее просто стартовая ЖРД-ступень, классическая, зачем крылья?

 Крылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

 2) обеспечения многоразовости первой ступени для отработки её надёжности на порядки более объёмной, чем отработка обычных ракет.

ЦитироватьВорону - не сожрут ;-) То есть сожрут, но не все ;-). У ВРД УИ по сравнению с ЖРД просто непредставимо велик - десятки и сотни км/с, сиречь дестяки тысяч 'секунд'. И тот обьем топлива, который ЖРД 'на один зуб', ТРД может растянуть надолго и превратить в тягу с бОльшей эффективностью. Особенно на малых скоростях и с большим количеством рабочего тела.

 Да, только не нужен после 2 махов, "собственно ТРД" достаточно "трубы где он находится". :)
 Более того, при скоростях выше 4М надо будет что-то сделать, чтобы этот самый "собственно ТРД" не сгорел. :)

ЦитироватьВыигрыш в степени многоразовости.

ТРД, наиболее напряженная часть системы, ЗНАЧИТЕЛЬНО многоразовее ЖРД. Чисто в силу меньшей напряженности.

Да. у него больше соотношение тяга-вес. Но ему и топлива надо меньше! Выходит баш на баш.

 По поводу многоразовости ЖРД, скажем так, "никто особо и не пытался". :)
 Не вижу почему принципиально ЖРД не может иметь ресурс как ТРД при условии межполётного обслуживания. Тем более, если рассматривать не время работы, а число полётов как критерий.

ЦитироватьВо-первых, если мы хотим иметь "союзовские" 410 тонн тяги для ностителя массой 300 тонн нам нужно "приблизительно" 27 МиГовских двигателей, каждый из которых имеет массу 2,5 тонны. (Это только двигатель, без воздухозаборника.)
 Двигатели будут иметь массу 67,5 тонн. Но это не самое плохое. :)

Откуда взялись "союзовские 410 тонн"?
АКР В РАЗЫ имеет МЕНЬШУЮ массу при той же ПН, чем обычная ракета

ЦитироватьКак я и говорил, мы должны лететь по пологой траектории, для обеспечения достаточного количества воздуха для этих двигателей - по более пологой, чем вариант с крыльыми и ЖРД.

 Воздух нуже для ВРД, ВОЗДУХ.
 :)

Первая ступень на МиГовских движках может "отпустить" "нагрузку" на 2.5 махах, на... э... порядочной высоте
Это "медицинский факт", что ЕЩЕ надо?

ЦитироватьКрылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьВо-первых, если мы хотим иметь "союзовские" 410 тонн тяги для ностителя массой 300 тонн нам нужно "приблизительно" 27 МиГовских двигателей, каждый из которых имеет массу 2,5 тонны. (Это только двигатель, без воздухозаборника.)
 Двигатели будут иметь массу 67,5 тонн. Но это не самое плохое. :)

Откуда взялись "союзовские 410 тонн"?
АКР В РАЗЫ имеет МЕНЬШУЮ массу при той же ПН, чем обычная ракета

ЦитироватьКак я и говорил, мы должны лететь по пологой траектории, для обеспечения достаточного количества воздуха для этих двигателей - по более пологой, чем вариант с крыльыми и ЖРД.

 Воздух нуже для ВРД, ВОЗДУХ.
 :)

Первая ступень на МиГовских движках может "отпустить" "нагрузку" на 2.5 махах, на... э... порядочной высоте
Это "медицинский факт", что ЕЩЕ надо?

 Союзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

Цитировать

ЦитироватьКрылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

 Совершенно верно. :)

ЦитироватьСоюзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

"Салфеточные" оценки, сделанные по вашей же информации дают союзовскую ПН для АКР с ГПВРД-ступенью стартовой массы порядка 100 тонн
Для "демонстрационной" АКР вполне достаточно получить ПН порядка тонны

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКрылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

 Совершенно верно. :)

Главное для специалиста - уметь высказываться весомо и неопределенно
С неопределенностью у вас уже получается, а весомость надо бы еще немножко подработать :roll:  :mrgreen:

Крылья нужны для того чтобы ими махать. :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКрылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

 Совершенно верно. :)

Главное для специалиста - уметь высказываться весомо и неопределенно
С неопределенностью у вас уже получается, а весомость надо бы еще немножко подработать :roll:  :mrgreen:

 Зомби, человек, который говорит, что через "полсекунды" ракета на горизонте - явно вообще никогда не видел старт ракеты, даже по телевизору.
 Ну что тут ещё сказать.

Цитировать

ЦитироватьСоюзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

"Салфеточные" оценки, сделанные по вашей же информации дают союзовскую ПН для АКР с ГПВРД-ступенью стартовой массы порядка 100 тонн
Для "демонстрационной" АКР вполне достаточно получить ПН порядка тонны

 Я так понял стартовая масса носителя 100 тонн? ;)

 Оставим ГПВРД - нету его в природе, носитель стартует на ТРДД? ;)

 Значит должен иметь тягу 130 тонн примерно для тяговооруженности сравнимой с Союзом. Необходимо 8 двигателей вроде двигателя МиГ-31 с тягой 15 тонн. Это "21 тонна двигателей".

 Итак, 21 тонна двигателей, 80 тонн - вторая и третья ступени.
 Получаем массу топлива первой ступени - (-1) - "минус одна" тонна. :)

ЦитироватьКрылья нужны для того чтобы ими махать. :)

А! Вот и Старый пробежали! :D

Уж коль Вы сюда зашли, так предложили бы идею, которую по вашему мнению можно разрабатывать. А то все обругиваете и обругиваете... :?
И если можно, то с простейшими расчетами, как тут в нашей теме принято :D

Цитировать

ЦитироватьКрылья нужны для того чтобы ими махать. :)

А! Вот и Старый пробежали! :D

Уж коль Вы сюда зашли, так предложили бы идею, которую по вашему мнению можно разрабатывать. А то все обругиваете и обругиваете... :?
И если можно, то с простейшими расчетами, как тут в нашей теме принято :D

 Совершенно верно STEP, за счёт разных "тонкостей" можно выиграть проценты, может десятки процентов, но не "разы". :)

 Моё предложение на это и основывается - я не считаю, что носитель с горизонтальным стартом будет иметь бОльшую ПН, я делаю упор на технологичности и отработке.
 :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСоюзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

"Салфеточные" оценки, сделанные по вашей же информации дают союзовскую ПН для АКР с ГПВРД-ступенью стартовой массы порядка 100 тонн
Для "демонстрационной" АКР вполне достаточно получить ПН порядка тонны

 Я так понял стартовая масса носителя 100 тонн? ;)

 Оставим ГПВРД - нету его в природе, носитель стартует на ТРДД? ;)

 Значит должен иметь тягу 130 тонн примерно для тяговооруженности сравнимой с Союзом. Необходимо 8 двигателей вроде двигателя МиГ-31 с тягой 15 тонн. Это "21 тонна двигателей".

 Итак, 21 тонна двигателей, 80 тонн - вторая и третья ступени.
 Получаем массу топлива первой ступени - (-1) - "минус одна" тонна. :)

А кто-то тут недавно "Ишим" пропагандировал? :roll:
 :wink:  :mrgreen:

ЦитироватьЗомби, человек, который говорит, что через "полсекунды" ракета на горизонте - явно вообще никогда не видел старт ракеты, даже по телевизору.
 Ну что тут ещё сказать.

Для разделения ступеней АКР есть "базовый" нулевой вариант: выключение двигателей обеих ступеней и стягивание первой со второй аэродинамическим торможением - например
В ЛЮБОМ случае эта - вероятно достаточно непростая техническая проблема, - очевидно является так или иначе РЕШАЕМОЙ и НЕ СОДЕРЖИТ каких-либо ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ трудностей
А потому мне - как метафизику :roll: , - не особенно интересна
 :twisted:  :mrgreen:

Зомби, вы когда "шишки" курите, вы телефон с модемом в форточку выбрасывайте, а?

Цитировать

ЦитироватьТак вот - предлагаю для гиперзвука забить на то, что в воздухе есть кислород, воздух для нас - просто инертное рабочее тело, которое мы греем и ускоряем.
Т.е. взлетаем на ТРД, разгоняемся до сверхзвука, а потом сразу на ЖРД. Но ЖРД не простой, а в "трубе"
(http://img226.imageshack.us/img226/5922/0007ms.gif)

 :cry: Это называется инжектор. Представляет некоторые преимущества на дозвуке. При сверхзвуковом движении не работает.  Описано в популярной литературе. :!:

Инжектор - на любой скорости работает. Иначе как топливо в сверзвуковой движок попадает? :)

STEP попросил высказаться по теме. Высказываюсь.
Цель совершенствования РН – снижение стоимости выведения 1 кг ПН (или стоимости транспортной программы) при заданной (достаточно высокой) надежности. Из этого и исходим.
1.Крылья и ВРД.
Крыло может использоваться в 2-х целях (ИМХО, конечно): обеспечение горизонтального взлета (неважно с ЖРД или ВРД), либо обеспечение спасения 1-й ступени при вертикальном старте. Что дает крыло, и что мы из-за него теряем?
А)Очевидно, что при горизонтальном старте масса крыла пропорциональна стартовой массе РН и составляет около 5-8% от стартовой массы (дельтавидное многолонжеронное крыло с лонжеронами перпендикулярными продольной оси фюзеляжа с удлинением 1,5-2,0). Принимаем: удельная нагрузка на крыло P0= 500 кг/кв.м., плотность воздуха у земли ro=1,225 кг/куб.м., Су=1,2 (очень неплохо для дельтавидного крыла), скорость в момент отрыва от ВПП V0=150 м/с, набор высоты производится с постоянным углом наклона траектории TETA= 20 град (оптимальное значения при выведении на круговую орбиту с Н=200 км), угол атаки ALF = 10 град (максимальный Су достигается для дельтавидного крыла при довольно больших углах атаки, однако ограничим его 10 градусами для уменьшения лобового сопротивления), пренебрегаем вращением и кривизной Земли. При этих допущениях и исходных данных потребную минимальную тяговооруженность N0 горизонтально стартующей РН можно рассчитать по приближенной формуле:

N0 = COS(TETA)/ALF –Cy*ro*V0*VO*ALF/2/P0/9.81 = 2,01 (ого!), все углы, естественно, в радианах.
Если использовать для горизонтально стартующей РН ВРД (удельная масса которых на порядок выше, чем у ЖРД), то можно предположить, что массовое совершенство крылатого блока 1-й ступени будет очень низким. А гравитационные потери? При использовании ЖРД (с временем работы 1-й ступени около 150 сек) они составят около 500 м/с (грубо), а при использовании ВРД (УИ, а значит и время работы ДУ, на порядок –ну, ладно, может раз в 5-10 в зависимости от типа ВРД - выше чем у ЖРД, о чем справедливо напомнил Ворон) – уже 2500-5000м/с!!!  Можно, конечно использовать и крыло большого удлинения, но, увы, только при дозвуковых скоростях (кстати, такое крыло будет раза в 1,5 тяжелее дельтавидного).
Б) Для вертикально стартующей РН (крылатой) ситуация несколько лучше: тяговооруженность от 1,25 до 1,8, масса крыла пропорционально конечной массе ступени (в несколько раз меньше чем при горизонтальном старте).
Это все, скажем так, баллистика. А что имеем в плане конструкции? Во-первых, одноразовую ступень крылатой делать не имеет смысла – слишком дорого! Значит, «крылатость» эквивалентна «многоразовости». Многоразовую ступень надо еще «обложить» теплозащитой (без теплозащиты можно обойтись, если ступень работает до 3,5 Махов). А это тоже масса (масса ТЗП в первом приближении пропорциональна конвективному теплопотоку и пощади плановой проекции ступени. Для справки, масса ТЗП «Бурана», не имевшего очень объемистых топливных баков, составляла более 8 т). Масса и СТОИМОСТЬ! Во-вторых, крыло надо «присобачить»  к фюзеляжу. Многолонжеронное крыло требует наличия центроплана, который весьма затруднительно пропустить через несущий топливный бак (замена центроплана силовыми шпангоутами ведет к резкому росту массы конструкции). Значит, крыло можно применять только в низкопланной схеме с хитрой системой подвески к фюзеляжу, допускающей относительные перемещения для компенсации механических и температурных перемещений. Либо – применять подвесные баки внутри фюзеляжа, к которому крыло и крепится. А это – ОПЯТЬ МАССА И СТОИМОСТЬ!!!. Так что, мое личное резюме, КРЫЛЬЯ – ДОЛОЙ! Так же как и ВРД, применение которых требует полета с большими скоростными напорами, что ведет к росту массы конструкции и ТЗП.
2.Что предлагаю лично я? Не вдаваясь в конкретику, но опираясь на личный опыт работы в ракетостроении, моя концепция проектирования РН сводится к следующему:
А)Если поставленную задачу можно решить модернизацией существующей РН, то новую РН лучше не проектировать.
Б)РН должна быть одноразовой (при текущем и на ближайшие обозримое будущее техническом уровне, см. мое ИМХО по данному вопросу в http://www.buran.ru/htm/memory26.htm).
В)РН должна состоять из минимального числа максимально больших блоков (минимизация массы конструкции).
Г)РН должна быть двухступенчатой (ЖРД) или трехступенчатой (РДТТ), что снижает стоимость разработки, производства (которые в первом приближении пропорциональны стартовой массе, массе сухих блоков, количеству ступеней и их сложности) и эксплуатации (чем меньше ступеней, тем проще их заправлять, кроме того, сокращается количество оплачиваемых зон отчуждения под поля падения).
Д)Если отсутствуют транспортные ограничения на размеры блоков – проектируем классический тандем. Если ограничения есть, то: для РН с ПН до 15 т выбираем тандем с диаметром блоков до 4,1 м (транспортировка по ЖД или в «брюхе» Ан-124); для РН с ПН до 20-35 т выбираем «протоновскую» схему; для РН с ПН более 35 т – классическую пакетную схему с запуском ЖРД обеих ступеней на старте. Схема с переливом топлива неплоха, но применима, в основном, для РН пакетной компоновки и не дает принципиального выигрыша в «мю ПН» (10-15% по сравнению с «классическим пакетом» при прочих равных условиях) при существенном усложнении конструкции.
Е)Желательно использовать на вновь разрабатываемой РН ЖРД, уже освоенных в производстве (или с небольшой модернизацией). Причем, желательно унифицировать ЖРД 1-й и 2-й ступени.
Ж)Желательно выполнять блоки 1-й и 2-й ступени (тандем или керосиновый пакет») в одном диаметре (что позволяет унифицировать, а, значит, удешевить производственную оснастку).
З)По возможности использовать существующие стартовые комплексы.
И)Конкретные способы совершенствования существующих РН зависят от поставленных (и тоже конкретных) задач и располагаемых ресурсов (хм, не очень конкретно сформулировано, но данное положение следует рассматривать, как разумное ограничение бесконечно большого количества способов реализации РН).
Уф, надеюсь, не утомил?! Тем не менее, прошу прощения за пространный пост.
С уважением, Дмитрий В.

Дмитрий В. чудес не бывает - у вас получилась тяговооруженность для горизонтального старта больше, чем у вертикального. :)
 И как это Ту-160 взлетает с тяговооруженностью меньше 1? ;)

 Кстати, какая там была теплозащита у рутановской "птички"? ;) Вот примерно такая и нужна. (Никакой.)  :D

 Кстати, практически все боевые ракеты крылатые в той или иной мере - очевидно, их создатели не знают, что крылатые ракеты это "дорого". :)

"Для справки, масса ТЗП «Бурана», не имевшего очень объемистых топливных баков, составляла более 8 т." - Нда? ;)

 Не помню, сколько там у Бурана, а вот у шаттла грузовой отсек размером 18,3х4,6 метров... ;)

 Да, вот объём посмотрел того грузового отсека - 339 кубов, ракета массой 300 тонн примерно такой объём будет иметь. :)

ЦитироватьДля разделения ступеней АКР есть "базовый" нулевой вариант: выключение двигателей обеих ступеней и стягивание первой со второй аэродинамическим торможением - например
В ЛЮБОМ случае эта - вероятно достаточно непростая техническая проблема, - очевидно является так или иначе РЕШАЕМОЙ и НЕ СОДЕРЖИТ каких-либо ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ трудностей
А потому мне - как метафизику :roll: , - не особенно интересна
 :twisted:  :mrgreen:

 Я думаю, это будет интересно и метафизику. ;)

 На этом самолёте - http://www.airwar.ru/enc/spy/m55.html стоит модифицированный двигатель МиГ-25. :)

 "Это при том, что тяга типового турбореактивного двигателя при полете в стратосфере из-за уменьшения плотности воздуха падает до величины, составляющей менее 3% от тяги двигателя на земле."

 Пусть скорость АКР на высоте 20 километров будет аж в 6 раз больше - около 5 М, тогда тяга будет не 3%, а 18% от тяги на земле. :)
 Вопросы есть? :)

ЦитироватьА! Вот и Старый пробежали! :D
Уж коль Вы сюда зашли, так предложили бы идею, которую по вашему мнению можно разрабатывать. А то все обругиваете и обругиваете... :?
И если можно, то с простейшими расчетами, как тут в нашей теме принято :D

Да пожалуйста, всегда рад:
1. Лифт
2. Нагревной ЖРД на водороде с передачей энергии для нагрева извне.
 :)

Простите за ламерский вопрос, но...

А почему нигде не обсуждается возможность спасения только двигательного отсека, без баков?
По идее, для первой ступени это не должно быть чем-то сложным вообще... ну и для второй ступени, наверное, вполне возможно.

ЦитироватьПростите за ламерский вопрос, но...

А почему нигде не обсуждается возможность спасения только двигательного отсека, без баков?
По идее, для первой ступени это не должно быть чем-то сложным вообще... ну и для второй ступени, наверное, вполне возможно.

 Тогда проще спасать всю первую ступень, а баки потом просто выбрасывать. :)

Цитировать

ЦитироватьПростите за ламерский вопрос, но...

А почему нигде не обсуждается возможность спасения только двигательного отсека, без баков?
По идее, для первой ступени это не должно быть чем-то сложным вообще... ну и для второй ступени, наверное, вполне возможно.

 Тогда проще спасать всю первую ступень, а баки потом просто выбрасывать. :)

Не думаю.
Масса и сложность системы спасения пропорциональны спасаемой массе.
А разница тут - на порядок.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПростите за ламерский вопрос, но...

А почему нигде не обсуждается возможность спасения только двигательного отсека, без баков?
По идее, для первой ступени это не должно быть чем-то сложным вообще... ну и для второй ступени, наверное, вполне возможно.

 Тогда проще спасать всю первую ступень, а баки потом просто выбрасывать. :)

Не думаю.
Масса и сложность системы спасения пропорциональны спасаемой массе.
А разница тут - на порядок.

 Как всегда "сложность" приплетается. :)

 Если нам надо отстыковывать ЖРД для спасения, вот тут и будет Сложность - надо делать расстыкуемыми и трубопроводы и силовые элементы.

 Да, парашют понадобится больше, ну и что? :)

 Кстати, и не "на порядок" разница больше - например, Зенит, около 28,6 тонн масса пустой первой ступени, а РД-171 имеет массу 9,5 тонн, так что в 3 раза получается разница только по массе. :)

ЦитироватьВопросы есть? :)

К вам?
Больше нет
Шишки сами курите

Интересно после такого приземления какое тестирование потребуется ?Всякие там деформации,микротрещины.

ЦитироватьИнтересно после такого приземления какое тестирование потребуется ?Всякие там деформации,микротрещины.

 Ну прямо такие, как после посадки Ил-96 в Домодеово. :)

Цитировать

ЦитироватьВопросы есть? :)

К вам?
Больше нет
Шишки сами курите

 Зомби, мне жалко потраченного на вас времени.
 Я вас считал за серьёзного собеседника, оказалось, что это не так.

Добрый день.
Во-первых, хотел бы ответить на прекрасное сообщение Дмитрия В.
Сразу извиняюсь, формулу понять не сумел. Если можно – нормальной латынью буквы, с классической  математической записью и расшифровкой. Например, я пока не понимаю -  зачем косинус нужно делить на угол атаки. Можно ссылку на литературу с указанием реквизитов и страницы. Если формула говорит, что на взлете у хорошего ЛА тяговооруженность должна быть больше 1, то или аппарат плохой или в формуле что-то не так. Просто пока хочу, как инженер,  сам каждую буквочку обсосать и понять.  
Но, по крайней мере, в начальных условиях уже проглядывает несоответствие – если момент отрыва от Земли, то не надо вводить угол набора 20 град. для  скорости отрыва. Если мы в крутом наборе, то скорость уже не 150 м/сек. Отрыв, выдерживание для набора скорости, перевод в набор.
Далее. Чем плоха идея пропустить сквозные лонжероны центроплана через несущий бак (или,  между баками)? Может быть, это несколько усложнит конструкцию, но все в пределах технических возможностей 21 века. Если не подходит – используем схему высокоплан.
Далее. Крыло может быть (а скорее должно быть)  изменяемой геометрии. Вариантов масса. Например – отстрел, части крыла. Как предел – ступень до 2 М, ступень гиперзвуковая, РН.
Далее. Сравнивать ТЗП Шаттла и гиперзвуковика я не стал бы. Разные скорости (которые в уравнении  в квадрате). Кроме того, время работы тоже разное. ТЗП работает хорошо, когда есть отвод тепла (либо унос с абляцией и излучением, либо в теплоемкость подложки). Если стационарный длительный режим, то рано или поздно тепло пролезет через любые покрытия. Скорее нужен вариант, когда  теплосъем производится самим горючим (как в ЖРД).
Далее. Для летящего самолета гравитационных потерь, считаемых как для ракеты, нет. Они косвенно входят в сам расчет подъемной силы. Потери на гравитацию (в виде добавки скорости вводятся для баллистического полета.
Далее. Для крылатого старта не нужны зоны отчуждения (по крайней мере, для нижних ступеней), так как  они спасаемые-управляемые. Верхним подарим океаны.  Также отпадают вопросы транспортировки, так как система сама может быть и транспортником, если у завода есть полоса. Кстати, между полетами, подразумевается цивильное коммерческое использование для обычных грузов.
Конечно, надо использовать по возможности то, что есть сейчас. Но это не значит, что не нужно искать новые пути. Дмитрий в данном случае выступает как душитель всего нового, что не совпадает с уже существующими решениями (шутка).
Дмитрий, возможно кое-что стоит обсудить прямыми контактами, а потом вынести или общее резюме, или сформировавшиеся несогласия. Повторяю свой адрес milimech@atlant.ru  .
Теперь по другим вопросам:
Берту Рутану на своем кругосветнике ТЗП не нужно. У него были очень дозвуковые скорости. На гиперзвуке возможно что-нибудь нужно. Боюсь, что даже тугоплавких материалов не хватит для М6 и выше. Тонкий слой керамики – возможно. Хотя надо бы поинтересоваться – а как существующие  носители  обходятся?
Аэродинамическое качество  самых совершенных с этой точки зрения ЛА – спортивных планеров, находится около 60. Я не слышал, чтобы кто-нибудь на свете пилотировал что-нибудь с качеством 100.
ГПВРД нет в природе? Когда-то ничего не было. Потом пришел Творец и ... . Главное, чтобы была потребность. Теоретическая база под это есть. Определенный экспериментальный задел тоже. Принципиальных препятствий нет.
Топливо (а точнее горючее) в любой двигатель подается насосом. Инжектор тут как раз никакого отношения не имеет.
Ресурс ЖРД всегда будет меньше ВРД на порядки, так как они всегда более форсированы. Чтобы получить такие же ресурсы, надо снизить напряженность на те же порядки. У нас есть ружье и есть рогатка. У рогатки ресурс выше и стоимость меньше. Но нужны и те и другие.
И последнее. Мы все разные. Кто-то любитель, кто-то профессионал. Давайте уважать друг друга. Если кто-то не умеет считать, это не его вина. Но все же стоит тогда прислушаться к тем, кто это умеет делать. Одним словом: «Ребята, давайте жить дружно и вместе делать одно дело!» А личные выпады остальным просто неинтересны.  Им тут не место. Помните об этом.

Цитировать

ЦитироватьА! Вот и Старый пробежали! :D
Уж коль Вы сюда зашли, так предложили бы идею, которую по вашему мнению можно разрабатывать. А то все обругиваете и обругиваете... :?
И если можно, то с простейшими расчетами, как тут в нашей теме принято :D

Да пожалуйста, всегда рад:
1. Лифт
2. Нагревной ЖРД на водороде с передачей энергии для нагрева извне.
 :)

Великолепно!
Но это пока прокламация. А у нас тут, как я уже говорил, принято приходить с хотя бы с простейшими расчетами.
Ждемс :D

Виктор когда я говорил про рутановский аппарат, я имел в виду SpaceShipOne, который тормозил после полёта на высоту 100 км.
 Максимальная скорость при спуске у него была наверно около 1000 м/с, может и больше.

 Как мы видели, на нём даже краска не обгорела. :)
 Почему? - Да потому, что всё очень быстро и разгон и торможение, ничего не успевает толком нагреться.

ЦитироватьЦель совершенствования РН – снижение стоимости выведения 1 кг ПН (или стоимости транспортной программы) при заданной (достаточно высокой) надежности.

3a cчет чего снижaeтся стоимость?

У меня на памяти его кругосветка, а про суборбитал я  и не подумал. :oops:

ЦитироватьУ меня на памяти его кругосветка, а про суборбитал я  и не подумал. :oops:

 Режим полёта многоразовой первой ступени будет примерно таким же.
 Факт таков, что первые ступени целыми долетают до земли и разбиваются уже о поверхность.

 Кстати, если уж речь зашла о рутановских изделиях, я ещё раз упомяну массовое совершенство планера "Белого Рыцаря" - 8%.
 Это масса без двигателей, массовое совершенство как у Союза.

Самолетная ступень будет разгоняться гораздо медленнее (тяговооруженность много меньше 1),. Время воздействия возрастет раз в 10-20. Если не будет теплосброса, то прогрев конструкции пропорционален времени и обратно пропорционален температуропроводности (и значит теплопроводности покрытия).

Самолетная ступень будет разгоняться гораздо медленнее (тяговооруженность много меньше 1),. Время воздействия возрастет раз в 10-20. Если не будет теплосброса, то прогрев конструкции пропорционален времени и обратно пропорционален температуропроводности (и значит теплопроводности покрытия).

Цитировать

ЦитироватьЦель совершенствования РН – снижение стоимости выведения 1 кг ПН (или стоимости транспортной программы) при заданной (достаточно высокой) надежности.

3a cчет чего снижaeтся стоимость?

Почитайте внимательнее мой пост, напарягите мозги. Я, конечно, могу расписать все подробнее, но, боюсь, это потянет уже на труд объемом с ВУЗовскую методичку для курсового проектирования.  :shock:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЦель совершенствования РН – снижение стоимости выведения 1 кг ПН (или стоимости транспортной программы) при заданной (достаточно высокой) надежности.

3a cчет чего снижaeтся стоимость?

Почитайте внимательнее мой пост, напарягите мозги. Я, конечно, могу расписать все подробнее, но, боюсь, это потянет уже на труд объемом с ВУЗовскую методичку для курсового проектирования.  :shock:

Уважаемый Дмитрий В. Вам задали вопрос в приличной форме. Если Вы не хотите отвечать на него по какой либо причине, то не отвечайте. Зачем выходить на повышенные тона.
Тут уже образовалась пара спорщиков, уняться не могут. Мне не хватает роста количества склок.
Очень прошу Вас успокоиться.
Если я прихожу на форум, то я должен быть готов к тому, что мне придется отвечать на вопросы, и не всегда на это есть время и желание. Но отвечать надо, ведь кто то будет отвечать и на мои вопросы.

ЦитироватьУважаемый Дмитрий В. Вам задали вопрос в приличной форме. Если Вы не хотите отвечать на него по какой либо причине, то не отвечайте. Зачем выходить на повышенные тона.
Тут уже образовалась пара спорщиков, уняться не могут. Мне не хватает роста количества склок.
Очень прошу Вас успокоиться.
Если я прихожу на форум, то я должен быть готов к тому, что мне придется отвечать на вопросы, и не всегда на это есть время и желание. Но отвечать надо, ведь кто то будет отвечать и на мои вопросы.

Прошу прощения, если мой ответ кого-то задел. Честное слово, никого обижать не хотел, тем более вступать в споры. Тем не менее, считаю что в своем достаточно обширном сообщении я достаточно ясно, хотя и не до конкретных подробностей, изложил основные пути (и это не мое открытие) сокращения затрат на разработку и производство РН. Описание конкретики выльется в скучный нудный спор, ИМХО, конечно. С уважением, Дмитрий В.

ЦитироватьСамолетная ступень будет разгоняться гораздо медленнее (тяговооруженность много меньше 1),. Время воздействия возрастет раз в 10-20. Если не будет теплосброса, то прогрев конструкции пропорционален времени и обратно пропорционален температуропроводности (и значит теплопроводности покрытия).

 Так речь идёт о крылатой ракете с ЖРД, или с большим ПВРД - тяговооруженность может быть такая, какая нам нужна.

ЦитироватьПрошу прощения, если мой ответ кого-то задел. Честное слово, никого обижать не хотел, тем более вступать в споры. Тем не менее, считаю что в своем достаточно обширном сообщении я достаточно ясно, хотя и не до конкретных подробностей, изложил основные пути (и это не мое открытие) сокращения затрат на разработку и производство РН. Описание конкретики выльется в скучный нудный спор, ИМХО, конечно. С уважением, Дмитрий В.

 Я тоже прошу прощения, но я не понимаю как получилась потребная для горизонтального старта начальная тяговооруженность 2.
 (Тупой наверно, но не понимаю.)

 Вроде как-то самолёты взлетают и с тяговооруженностью 0,5 и даже меньше.

ЦитироватьЯ тоже прошу прощения, но я не понимаю как получилась потребная для горизонтального старта начальная тяговооруженность 2.
 (Тупой наверно, но не понимаю.)

 Вроде как-то самолёты взлетают и с тяговооруженностью 0,5 и даже меньше.

Совершенно верно, самолеты с качеством на взлете в районе 7-10 единиц и Су взл=2-3,5 могут иметь тяговооруженность и 0,25 и, наверное ниже. Я писал про бесхвостый ЛА с дельтавидным крылом с удлинением 1,5-2,0 (кстати для таких ЛА Су взл = 0.6-0.7, а не 1,2 как я сгоряча написал). В свое время я тоже очень удивился, когда в учебнике под редакцией Мишина "Основы проектирования ЛА" увидел оценку потребной тяговооруженности горизонтально взлетающего ВКС - как раз около 2,0. Хм, так что я не одинок в своем "заблуждении".

Цитировать

ЦитироватьЯ тоже прошу прощения, но я не понимаю как получилась потребная для горизонтального старта начальная тяговооруженность 2.
 (Тупой наверно, но не понимаю.)

 Вроде как-то самолёты взлетают и с тяговооруженностью 0,5 и даже меньше.

Совершенно верно, самолеты с качеством на взлете в районе 7-10 единиц и Су взл=2-3,5 могут иметь тяговооруженность и 0,25 и, наверное ниже. Я писал про бесхвостый ЛА с дельтавидным крылом с удлинением 1,5-2,0 (кстати для таких ЛА Су взл = 0.6-0.7, а не 1,2 как я сгоряча написал). В свое время я тоже очень удивился, когда в учебнике под редакцией Мишина "Основы проектирования ЛА" увидел оценку потребной тяговооруженности горизонтально взлетающего ВКС - как раз около 2,0. Хм, так что я не одинок в своем "заблуждении".

 Я не знаю что там Мишин написал - он был порядочным тупицей, по отзывам тех, кто с ним работал.

 Вы F-22 видели, а? Как эта хреновина вообще летает, можете объяснить?

Цитировать

ЦитироватьЯ тоже прошу прощения, но я не понимаю как получилась потребная для горизонтального старта начальная тяговооруженность 2.
 (Тупой наверно, но не понимаю.)

 Вроде как-то самолёты взлетают и с тяговооруженностью 0,5 и даже меньше.

Совершенно верно, самолеты с качеством на взлете в районе 7-10 единиц и Су взл=2-3,5 могут иметь тяговооруженность и 0,25 и, наверное ниже. Я писал про бесхвостый ЛА с дельтавидным крылом с удлинением 1,5-2,0 (кстати для таких ЛА Су взл = 0.6-0.7, а не 1,2 как я сгоряча написал). В свое время я тоже очень удивился, когда в учебнике под редакцией Мишина "Основы проектирования ЛА" увидел оценку потребной тяговооруженности горизонтально взлетающего ВКС - как раз около 2,0. Хм, так что я не одинок в своем "заблуждении".

 Да, кстати, Буран прекрасно летал с двумя МиГовскими ТРДД.

 ;)

А точнее крылатая взлетная ступень  с тяговооруженностью больше 1 бесполезна. Весь смысл в том, чтобы получить взлетный вес гораздо больше тяги (почти на порядок). А если такого выигрыша нет, то с крыльями заморачиваться бесполезно. Затраты на перевозкукрыльев и шасси поглотят все возможные преимущества. Так что надо получить на взлете качества аппарата 5-8 единиц, иначе игра не стоит свеч.
Тяга в горизонтальном полете равна вес деленый на качество. Су в чистом виде очень интересная характеристика, но тут важнее Су/Сх - качество аэродинамическое. Я бы от него плясал бы.
Дальше по мере выработки топлива тяговооруженность возрастет и можно круче набирать высоту. Потребный избыток тяги по отношению к горизонтальному полету (т.е. та часть тяги, которая идет на набор высоты) равна вес умножить на СИНУС угла набора (имеется в виду траектория, а не угол атаки, прошу не путать). При наборе определенной высоты нужно лечь в горизонтальный набор (а может и слегка спикировать и запустить ГПВРД). А потом уже на их тяге набирать требуемую скорость разделения. Кстати, были в свое время эскизы, где ГПВРД не круглого сечения, а плоские, по задней кромке, и даже расширение происходило не в замкнутом сопле, а на плоском заднем клине, как на теле веншнего расширения

ЦитироватьА точнее крылатая взлетная ступень  с тяговооруженностью больше 1 бесполезна. Весь смысл в том, чтобы получить взлетный вес гораздо больше тяги (почти на порядок). А если такого выигрыша нет, то с крыльями заморачиваться бесполезно. Затраты на перевозкукрыльев и шасси поглотят все возможные преимущества. Так что надо получить на взлете качества аппарата 5-8 единиц, иначе игра не стоит свеч.
Тяга в горизонтальном полете равна вес деленый на качество. Су в чистом виде очень интересная характеристика, но тут важнее Су/Сх - качество аэродинамическое. Я бы от него плясал бы.
Дальше по мере выработки топлива тяговооруженность возрастет и можно круче набирать высоту. Потребный избыток тяги по отношению к горизонтальному полету (т.е. та часть тяги, которая идет на набор высоты) равна вес умножить на СИНУС угла набора (имеется в виду траектория, а не угол атаки, прошу не путать). При наборе определенной высоты нужно лечь в горизонтальный набор (а может и слегка спикировать и запустить ГПВРД). А потом уже на их тяге набирать требуемую скорость разделения. Кстати, были в свое время эскизы, где ГПВРД не круглого сечения, а плоские, по задней кромке, и даже расширение происходило не в замкнутом сопле, а на плоском заднем клине, как на теле веншнего расширения

 Да, возможно ПН будет и поменьше, чем у классического одноразового варианта.

 Вопрос с тяговооруженностью довольно интересный, во-первых, собственно ЖРД имеют массу весьма небольшую по отношению к тяге - собственно тяговооруженность и обычной ракеты, и крылатой можно сделать достаточно большой, но, для обычной ракеты мешает другое обстоятельство - она неустойчива и должна лететь при достаточно низких скоростных напорах.

 А крылатая ракета - устойчива, и может лететь при бОльших скоростных напорах.

 Что интересно, выгодно сперва иметь большую тягу - около 2, чтобы набрать быстро вертикальную скорость для обеспечения нужной высоты разделения - для этого нужна достаточно крутая траектория.
 А потом тягу можно Уменьшить и лететь более полого - для меньших потерь. Траектория похожа на траекторию обычной ракеты, только более вытянутая горизонтально.

 И ещё, не надо забывать про 2-ю и 3-ю ступени, в конце разделения у Союза тяговооруженность около 5, а верхние ступени полные топливом. Перегрузка создаст в них большое избыточное давление, что ухудшит массовое совершенство этих ступеней, а оно, важнее, чем массовое совершенство первой ступени.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПростите за ламерский вопрос, но...

А почему нигде не обсуждается возможность спасения только двигательного отсека, без баков?
По идее, для первой ступени это не должно быть чем-то сложным вообще... ну и для второй ступени, наверное, вполне возможно.

 Тогда проще спасать всю первую ступень, а баки потом просто выбрасывать. :)

Не думаю.
Масса и сложность системы спасения пропорциональны спасаемой массе.
А разница тут - на порядок.

Можно использовать баки как часть системы спасения (теплозащита/амортизация при посадке)
И - можно отрезать взрывшнуром всё выше нижнего донышка бака - что устранит необходимость расстыковки магистралей.

ЦитироватьТопливо (а точнее горючее) в любой двигатель подается насосом. Инжектор тут как раз никакого отношения не имеет.

А после насоса - как раз инжектор :)

ЦитироватьРесурс ЖРД всегда будет меньше ВРД на порядки, так как они всегда более форсированы.

Вот именно - дело в форсированности, а не в типе двигателя. ВРД я тебе тоже как нефиг делать так зафорсирую, что у него ресурс меньше ЖРДшного будет...

ЦитироватьВРД я тебе тоже как нефиг делать так зафорсирую, что у него ресурс меньше ЖРДшного будет...

Ого!
Не, "как у ЖРД" нам не надо, но несколько повысить тяговооруженность, пожертвовав явно избыточным ресурсом, при котором агрегат морально устареет намного раньше, чем физически износиться - это самое то
Значит - как нефиг делать, говоришь?

По поводу ресурса ЖРД, пусть, условно двигатель работает весь активный участок - около 600 секунд - 10 минут.
 Если мы хотим ресурс в 1000 полётов, нужен общий ресурс ЖРД около 10000 минут - примерно 170 часов.

 Для ТРД это ерундовый ресурс, для ЖРД - большой, но не настолько большой, чтобы было нереально его достигнуть.
 Тем более, что реально ЖРД первой ступени работают около 150 секунд, а второй, если она в "пакете" - около 300 секунд.

Цитировать

ЦитироватьВРД я тебе тоже как нефиг делать так зафорсирую, что у него ресурс меньше ЖРДшного будет...

Ого!
Не, "как у ЖРД" нам не надо, но несколько повысить тяговооруженность, пожертвовав явно избыточным ресурсом, при котором агрегат морально устареет намного раньше, чем физически износиться - это самое то
Значит - как нефиг делать, говоришь?

 Форсирование увеличивает расход топлива раза в 3, при этом массовые характеристики ТРД в любом случае не будут такими как у ЖРД - надо чем-то сжимать воздух, для этого нужна турбина.

 Кроме того, форсирование никак не решает проблему нехватки воздуха на большой высоте - для её решения надо увеличивать воздухозаборник.

ЦитироватьТопливо (а точнее горючее) в любой двигатель подается насосом. Инжектор тут как раз никакого отношения не имеет.

А после насоса - как раз инжектор :)

ЦитироватьВот пошел винегрет. Речь шла о ВРД. Инжектор - устройство, использующее кинетическоую энергию струи малого расхода в давление рабочего тела бОльшего расхода. И речь шла о том, что инжектор плохо работает на сверхэвуке. Во-первых, воздействие не может передаваться вверх по потоку, так как он сверхзвуковой, во-вторых, потери на скачках обтекания будут очень велики. Инжекция - впрыскивание струи (напр. топлива ) в поток или объем (например, камеру сгорания). Устройства для инжекции правильно называются форсунками, хотя кое-где также именуются инжекторами (на самом деле впрыскивателями - от франц. слова) :roll:  Скорее всего, переводчики постарались.
У нас выше шла речь об инжекторе-насосе для сжатия воздуха в ВРД.  
А в цитате говорится, видимо, о топливных насосах ЖРД. После насосов топливо идет на форсунки. Небольшая часть топлива при высоком давлении иногда отбирается для работы преднасосов-бустеров- настоящих инжекторов ). Они устанавливаются перед центробежными насосами для повышения входного давления, что позволяет увеличить частоту вращения, что в свою очередь повышает КПД и резко поднимает давление на выходе. Вот примерно так

[

 Форсирование увеличивает расход топлива раза в 3, при этом массовые характеристики ТРД в любом случае не будут такими как у ЖРД - надо чем-то сжимать воздух, для этого нужна турбина.

 Кроме того, форсирование никак не решает проблему нехватки воздуха на большой высоте - для её решения надо увеличивать воздухозаборник.[/quote]
Не путайте форсирование и форсаж.  :roll: Форсаж - дожигание воздуха в форсажной камере (после турбины)в явно неэкономичном режиме, лишь бы выжать тягу любой ценой.  :twisted: Форсирование - в первую очередь повышение давления в камере сгорания (до турбины) и температуры горения. :P Допустимые пределы определяются стойкостью турбины.
Более низкие характеристики определяются во-первых тем, что газ в турбине тяжелее сжимать,чем жидкость (ниже КПД), во вторых более низкими параметрами в камере сгорания. В ЖРД давление до250 атм. и выше, температура до 4000 градусов. В ВРД примерно на порядок меньше. Кроме того 80 % воздуха составляет инертный азот.
По поводу воздуха - маловато его на высоте. Но не надо забывать, что расход пропорционален не только сечению, но и скорости. Хоть какое-то утешение. :D

ЦитироватьПо поводу ресурса ЖРД, пусть, условно двигатель работает весь активный участок - около 600 секунд - 10 минут.
 Если мы хотим ресурс в 1000 полётов, нужен общий ресурс ЖРД около 10000 минут - примерно 170 часов.

Ресурс в 1000 полётов - это дохрена, в оборзимом будущем столько не надо. Вполне можно на порядок уменьшить.

ЦитироватьКроме того, форсирование никак не решает проблему нехватки воздуха на большой высоте - для её решения надо увеличивать воздухозаборник

Ну тут считать надо, до какого момента выгодно использоват ВРД...

ЦитироватьИнжектор - устройство, использующее кинетическоую энергию струи малого расхода в давление рабочего тела бОльшего расхода.

Ты меня неправильно понял. В поток никакой "струи малого расхода" не торчит. Торчат форсунки керосина и кислорода (жидких).
Сначала мы туда только керосин льём (режим прямоточника)
Потом, когда в воздухе кислорода для горения керосина становится мало - добавляем его из баков.
И наконец, когда воздух закончился - закрываем верхнюю дырку крышкой (в нужном месте) и получаем ЖРД

С тяжелыми ракетопланами пролет, их построить невозможно по причине небольшой нагрузки на крыло и необходимой большой площади крыла. При том аэродинамическое качество должно быть около сотни, что невозможно.
При том невозможно сделать высокое аэродинамическое качество и на дозвуке и на сверхзвуке, правильно говорили про сбрасываемые дозвуковые крылья, но это излишнее осложнение, лучше уж тогда разгонять до половины скорости звука на земле...

ЦитироватьИ наконец, когда воздух закончился - закрываем верхнюю дырку крышкой (в нужном месте) и получаем ЖРД

...а закритическую часть сопла делаем раздвижной?

Если надо только дотянуть по мощности до высотного или скоростного потолка, то достаточно кислородной подпитки, не обязательно доводить дело до полного "превращения шортов в ЖРД" :mrgreen:

Цитировать... При том аэродинамическое качество должно быть около сотни, что невозможно.

Поясните, а зачен должно быть К=100 ?!

Тяга ракетоплана составляет около одной десятой веса, чтобы сопротивление не сьело энергию, оно должно быть около одной десятой тяги. А это возможно только при аэродинамическом качестве - 100., или около этого... Ибо Су равно Сх на качество, Сх равно одной десятой тяги, а Су равно весу аппарата...тяга равна одной десятой веса, впрочем можно и увеличивать, но выигрыш уменьшается.

Еще Королев был заинтересован маломощными движками выводить Н1, но с ракетопланом у него видимо не вышло, ибо расчеты требуют высокого аэродинамического качества и большой площади крыльев, потому и не пошло видимо, а мы повторяем за ним...

Прямоточники не имеют смысла из-за низкого КПД, и узкого диапазона рабочих скоростей, турбореактивные разработать очень долго и дорого, так что тоже все пролетает, остаются только ракеты, но для тяжелых ракет нужны сверхмощные двигатели, а их никто не умеет делать, сделать можно, но проблематично...

ЦитироватьНе путайте форсирование и форсаж.  :roll: Форсаж - дожигание воздуха в форсажной камере (после турбины)в явно неэкономичном режиме, лишь бы выжать тягу любой ценой.  :twisted: Форсирование - в первую очередь повышение давления в камере сгорания (до турбины) и температуры горения. :P Допустимые пределы определяются стойкостью турбины.
Более низкие характеристики определяются во-первых тем, что газ в турбине тяжелее сжимать,чем жидкость (ниже КПД), во вторых более низкими параметрами в камере сгорания. В ЖРД давление до250 атм. и выше, температура до 4000 градусов. В ВРД примерно на порядок меньше. Кроме того 80 % воздуха составляет инертный азот.
По поводу воздуха - маловато его на высоте. Но не надо забывать, что расход пропорционален не только сечению, но и скорости. Хоть какое-то утешение. :D

 ИМХО если в ТРД сделать давление в КС 250 атмосфер у него вообще мощности ни на что, кроме сжатия воздуха не останется.  :P

 Да, расход пропорционален скорости, а скоростной напор - её Квадрату. :) Если плотность упала в два раза, мы должны лететь при скоростном напоре в два раза больше и т. д. :)

ЦитироватьТяга ракетоплана составляет около одной десятой веса, чтобы сопротивление не сьело энергию, оно должно быть около одной десятой тяги. А это возможно только при аэродинамическом качестве - 100., или около этого... Ибо Су равно Сх на качество, Сх равно одной десятой тяги, а Су равно весу аппарата...тяга равна одной десятой веса, впрочем можно и увеличивать, но выигрыш уменьшается.

Еще Королев был заинтересован маломощными движками выводить Н1, но с ракетопланом у него видимо не вышло, ибо расчеты требуют высокого аэродинамического качества и большой площади крыльев, потому и не пошло видимо, а мы повторяем за ним...

Прямоточники не имеют смысла из-за низкого КПД, и узкого диапазона рабочих скоростей, турбореактивные разработать очень долго и дорого, так что тоже все пролетает, остаются только ракеты, но для тяжелых ракет нужны сверхмощные двигатели, а их никто не умеет делать, сделать можно, но проблематично...

 Зачем это нам такое "безобразие" - тяга 0,1 от массы? :)

 Это хуже нормального самолёта, у которого тяжелые ТРД. :)

 Оптимальная тяговооруженность около 2.

Тяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

одна десятая для тяжелых и грузовых самолетов нормальная в горизонтальном полете, или немного больше на старте

ЦитироватьТяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

одна десятая для тяжелых и грузовых самолетов нормальная в горизонтальном полете, или немного больше на старте

 Для МБР с компактной ПН считается оптимальной тяговооруженность 1,8-2 для обычных ракет она меньше по простейшей причине - ракета не может лететь при больших скоростных напорах как самолёт. Самолёт статически устойчив, чем больше скоростной напор, тем больше его устойчивость, ракета же стабилизируется системой управления с помощью двигателей.
 МиГ-31, например, может лететь со скоростью 1500 м/с у земли - 416,7 м/с при этом скоростной напор 10,6 тонны на квадратный метр.

 Есть ещё один фактор, почему тяговооруженность ракеты меньше 2 - для достижения такой тяговооруженности надо ставить более мощную двигательную установку, грубо говоря "ещё двигатели".
 На одноразовом носителе они разрушаются, что означает дополнительные затраты.
 Я же рассматриваю многоразовый носитель, где дополнительные двигатели возвращаются и многократно повторно используются.

ЦитироватьТяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

одна десятая для тяжелых и грузовых самолетов нормальная в горизонтальном полете, или немного больше на старте

Вы несколько запутались в расчетах. Для транспортных самолетов нормальная энерговооруженность 0,3-0,4, а 0,1 маловато даже для мотопланера. То, что сопротивление будет в 10 раз меньше тяги, еще не означает минимума потерь. Подсчитайте, сколько времени 1-я ступень с ускорением 0,1 g будет разгоняться до приличной скорости (2000 - 3000 м/с). За это время нарастут такие потери на аэродинамику...

ЦитироватьТяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

Это было бы слишком просто. :)

Цитировать

ЦитироватьТяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

Это было бы слишком просто. :)

 Была такая штуковина Ту-121, ударная крылатая ракета с "упрощённым" ТРД, ресурс которого составлял 50 часов.

 Эта штуковина массой 35 тонн взлетала под углом 12 градусов с направляющей установленной на автомобиле, её вытаскивали ТТУ с общей тягой обеспечивающей ускорение в 4g, которые сбрасывались через 5 секунд.

 Так что можно и "с места" взлетать, но при тяге 2g это не очень удобно. :)

ЦитироватьЕсли надо только дотянуть по мощности до высотного или скоростного потолка, то достаточно кислородной подпитки, не обязательно доводить дело до полного "превращения шортов в ЖРД" :mrgreen:

А потолка у нас нет, мы же на орбиту летим. И  ЖРД нам всё равно нужен.
Нужно просто правильно посчитать, когда эту ступень выгодней сбросить. Может и в самом деле "полного превращения" не потребуется. А может и надо.

ЦитироватьОптимальная тяговооруженность около 2.

Если у тебя на старте 2 - то когда топливо выработаешь сколько будет? Боеголовка-то железная, а космонавт не очень :)

ЦитироватьЕсли у тебя на старте 2 - то когда топливо выработаешь сколько будет? Боеголовка-то железная, а космонавт не очень Smile

ВРД - это не ЖРД и тяга его с набором высоты уменьшается (по крайней мере об этом не однократно говорилось выше :) ). Можно попробовать отследить падение тяги и уменьшение массы топлива и не доводить перегрузку до "запредельной" (кстати, вот вам и еще один фактор для выбора "границы эффективности ступени с ВРД", ну и параметров разделения, естественно)  :)

ЦитироватьА потолка у нас нет, мы же на орбиту летим. И  ЖРД нам всё равно нужен.
Нужно просто правильно посчитать, когда эту ступень выгодней сбросить. Может и в самом деле "полного превращения" не потребуется. А может и надо.

Для "демо"-АКР потолок (по скорости) можно брать в 2.5 М
Если МиГ может достигать такой скорости, пусть и "без вооружения", то почему 50-тонная (не более) АКР с двойным комплектом двигателей и "сверхзвуковыми" (маленькими, посадочными) крыльями - нет?
В крайнем случае можно добавить кислородную подпитку в "крайнем" участке разгона, "довыжать" мощность
Вопрос: сколько из этих 50 тонн (стартовая тяговооруженность ~1.2, мало конечно, но... :roll: ) можно брать на "ракету"?
Если (грубо) 10 тонн двигатели, 5 - конструкция, еще 5 - керосин, то выходит 30 тонная ПН для ВРД-ступени
А если внести в эту ПН ПВРД-ступень (пусть даже всего получится 4 ступени, у нас же не "эксплуатационная", а "демонстрационная" ракета) со скоростным пределом в 4-6 М...
, то какая выйдет ПН на ЛЕО?

Цитировать

ЦитироватьА потолка у нас нет, мы же на орбиту летим. И  ЖРД нам всё равно нужен.
Нужно просто правильно посчитать, когда эту ступень выгодней сбросить. Может и в самом деле "полного превращения" не потребуется. А может и надо.

Для "демо"-АКР потолок (по скорости) можно брать в 2.5 М
Если МиГ может достигать такой скорости, пусть и "без вооружения", то почему 50-тонная (не более) АКР с двойным комплектом двигателей и "сверхзвуковыми" (маленькими, посадочными) крыльями - нет?
В крайнем случае можно добавить кислородную подпитку в "крайнем" участке разгона, "довыжать" мощность
Вопрос: сколько из этих 50 тонн (стартовая тяговооруженность ~1.2, мало конечно, но... :roll: ) можно брать на "ракету"?
Если (грубо) 10 тонн двигатели, 5 - конструкция, еще 5 - керосин, то выходит 30 тонная ПН для ВРД-ступени
А если внести в эту ПН ПВРД-ступень (пусть даже всего получится 4 ступени, у нас же не "эксплуатационная", а "демонстрационная" ракета) со скоростным пределом в 4-6 М...
, то какая выйдет ПН на ЛЕО?

 Маловато 5 тонн конструкции для того, чтобы закрепить 10 тонн двигателей, а так же всё остальное. :)

Цитировать

ЦитироватьОптимальная тяговооруженность около 2.

Если у тебя на старте 2 - то когда топливо выработаешь сколько будет? Боеголовка-то железная, а космонавт не очень :)

 По ходу дела можно выключить пару двигателей. :)

 Сперва мы быстро разгоняемся набирая вертикальную скорость с достаточно большими потерями, потом траектрория становится более пологой, потери меньше, но мы уже имеем достаточно большую вертикальную скорость для набора высоты нужной для разделения.

Вот упрощённая оценка такого режима. Его достоинство в том, что весь полёт происходит при боковых перегрузках меньших, чем на старте носителя.

Рассматривается следующее приближение — старт происходит сразу под начальным, достаточно большим углом к горизонту при высокой тяговооруженности, для быстрого набора вертикальной скорости. На первом участке полёт происходит под постоянным углом к горизонту.
После набора необходимой вертикальной скорости тяга направляется горизонтально и далее происходит разгон в горизонтальном направлении без набора дополнительной вертикальной скорости.
Горизонтальный взлёт и переход от одного режима к другому не рассматриваются для упрощения, аэродинамическое качество считается одинаковым, равным 4.
Для удельного импульса крылатой первой ступени берётся следующее приближение — на первом участке УИ равен УИ двигателя РД-107 у земли, на втором УИ РД-107 в пустоте.

Стартовая масса — 300 тонн, качество — 4.

1-й участок — тяговооруженность постоянная на всём участке = 2; удельный импульс 250 секунд = 2450 м/с.
Расходуется 100 тонн топлива, общая ХС1 = 2450*ln(300/200) = 993,4 м/с
Полёт происходит под углом 30 градусов к горизонту, тормозящая составляющая силы тяжести 0,5*g; тормозящая аэродинамическая сила — (1/4)*cos30 = 0,22*g, носитель облегчается и по ходу уменьшения его массы мы также уменьшаем подъёмную силу.
Общая тормозящая сила 0,72*g.

Скорость в конце 1-го участка — V1 = ХС1*(2-0,72)/2 = 993,4*1,28/2 = 635,8 м/с.
Горизонтальная составляющая — V1г =V1*cos30 = 550,6 м/с. Вертикальная составляющая —  V1в = V1*sin30 = 317,9 м/с.
Время прохождения 1-го участка — Т1 = ХС1/(2*g) = 993,4/(2*9,8) = 50,7 сек.
Высота в конце 1-го участка — (V1в/2)*Т1 = (317,9/2)*50,7 = 8060 м.

2-й участок – тяговооруженность постоянная на всём участке = 1,5*g; удельный импульс 307 секунд = 3010 м/с.
Расходуется 80 тонн топлива, общая ХС2 = 3010*ln(200/120) = 1537,6 м/с.
Полёт происходит не наращивая вертикальной скорости, при горизонтально направленной тяге, потому тормозящая составляющая силы тяжести равна нулю.
Тормозящая аэродинамическая сила (1/4)*g = 0,25*g.
Общая тормозящая сила = 0,25*g.

Приращение скорости в конце 2-го участка — ПV2 = XC2*(1,5-0,25)/1,5 = 1281,3 м/с. Скорость увеличивается в горизонтальном направлении, в конце 2-го участка горизонтальная скорость — V2г = ПV2+V1г = 1831,9 м/с.
Вертикальная скорость будет как и в конце 1-го участка — 317,9 м/с.
Время прохождения второго участка — Т2 = ХС2/(1,5*g) = 1537,6/(1,5*9,8) = 104,6 сек.
Приращение высоты на втором участке — V1в*Т2 = 33250 м.
Высота в конце второго участка — 8080 м + 33250 м = 41330 м.

Конечная масса носителя 120 тонн, если предположить, что масса пустой крылатой первой ступени — 60 тонн, то вторая, третья ступень и ПН будут иметь массу 60 тонн. У РН Союз масса этих ступеней и ПН около 85 тонн.
Разница невелика, и может быть компенсирована за счёт применения на второй и третьей ступенях более совершенных, чем на РН Союз двигателей.
Кроме того, для крылатой первой ступени были взяты значения УИ равные значениям УИ для РН Союз, хотя сейчас существуют также более совершенные двигатели и достаточно большая масса первой ступени допускает использование на ней регулируемых сопел ЖРД, что позволит иметь УИ около 3000 м/с и у земли.

Что можно сказать о массе первой крылатой ступени?

 Есть Ту-160 с изменяемой геометрией крыла, который на дозвуковом режиме имеет качество 18-19, а в сверхзвуковом режиме - более 6.
 Максимальная взлётная масса - 275 тонн, масса пустого - 110 тонн, при этом 4 ТРДДФ НК-32 имеют массу 13,6 тонны.
 Масса Ту-160 без двигателей 96,4 тонны, думаю тонн 5-10 приходится на спецоборудование, пилотскую кабину и т. п.
 Оценка массы планера с необходимым оборудованием - 90 тонн, при наличии изменяемой геометрии крыла, необходимости совершать длительные полёты в различных режимах.

 Для достижения массы крылатой первой ступени 60 тонн при стартовой массе 300 тонн надо сделать конструкцию легче всего в 1,65 раз, что наверняка позволяют сделать современные конструкционные материалы.
 Кроме того, конструкция этой ступени и режимы её полёта значительно проще, чем у Ту-160.

Бродяга, а может все-таки на ВРД? ;-) Делаем некий Ту-160 Tylen - аналог Белухи с увеличенным вниз фюзеляжем, делаем форсированные движки с впрыском кислорода, и получаем высоту 25-30 км и скорость порядка 3.5-4М (1-12 км/c), на которой можем сбросить РН весом до 150 тонн. Т.е. что-то типа Ангары 1.2, только покороче, желательно. Можно даже к УРМу приделать ваше любимое раскрывающееся крыло - скажем, 2 штуки конформных с корпусом ракеты - кстати, интересная мысль - сделать сверхзвуковое крыло раскладывающимся таким образом, из 3-4 панелей  сложенных вокруг корпуса ;-). Так можно сделать крыло размахом до диаметра корпуса на Pi - т.е. почти до 10 метров в случае УРМ. Треугольное крыло 10-метровой ширины - это порядка 40 м2 площади крыла - вполне достаточно на той скорости. А впереди - крыло мЕньшего размаха, крайний сегмент которого работает в качестве руля направления.

Т.е. мы получаем трехступенчатую систему, 2 из трех ступеней которой - многоразовые. Примерная оценка ступеней :

1 ступень - Ty-160Т 'Тюлень' - аналог Белухи, с 6 специально доработанными двигателями на метане, обеспечивающими взлет и разгон до скорости в 4М. Метан закачивается в кессон бака керосина, снабженный поверхностной теплоизоляцией. Ориентировочная масса - порядка 100 тонн.

2 ступень - аналог Байкала с конфигурацией крыла, расчитанной на поддержание полета в гиперзвуковой зоне. Крыло раскладное, складывается вокруг бака УРМ, конфигурация планера - 'утка с несущим рулевым оперением'. Примерный вес ступени - порядка 40 тонн - много, но ничего не поделаешь - довольно много конструкций. Ступень снабжена парой ТРД в носовой части, на пилоне, поддерживающем третью ступень и обтекатель при сбросе, обеспечивающими обратный (посадочный) полет. Заправка - 130 тонн, тяга двигателя - 200 тонн, УИ - 360, АК - 4, как и у Бродяги. Хотя, может можно и побольше качетсво принять, вроде форма получается почти как у еврофайтера ;-). Но пусть будет 4. Пилон - основная силовая конструкция, за него производится подвес ступени внутри грузового отсека Тюленя, он же распределяет усилие от крыла и стабилизатора (точнее - от ПГО).

3-я ступень - аналог 3й ступени Союза-2. Сухой вес 2.5 тонны, заправка - 25 тонн, тяга - 30 тонн, УИ порядка 360 сек.

Обтекатель - вес порядка 500 кг, взят от Союза-2, торчит вперед от пилона (т.е. пилон держит только вторую и третью ступень). Одноразовый.

Кто-нибудь может посчитать этот вариант? ;-) STEP, ваше слово ;-)
Можно принять гравитационные потери на второй ступени равными 1/4, за счет крыла. УИ второй и третьей ступени - сразу вакууные, плюс старт со скоростью 1 км/с, на высоте в 25 км.
Альтернативный вариант - когда у нас вторая ступень - просто УРМ. Т.е. гравитационные потери по полной программе, но зато сухая масса - 10 тонн.

Есть серьезный момент - в ходе разгона видимо будет плыть баланс от хвоста к носу, за счет выработки топлива первой ступени. С другой стороны, баланс будет плыть и наоборот,за счет смещения ЦМ топлива той же первой ступени назад ;-). Так что до какой-то степени это можно компенсировать.

hcube я прикидывал для своего варианта использование на втором участке ПВРД исходя из УИ 15000 м/с. Это, в принципе, позволяет сделать вторую ступень не 60, а 120 тонн при том же первом участке и запуске ПВРД в его конце, примерно на скорости 1,5М - начальный участок надо сделать покороче тогда.
 Даже если сам ПВРД будет иметь массу 10-20 тонн при тяге 200 тонн.
 Керосиновый многорежимный ПВРД может работать до скоростей около 6М, тех же 1800 м/с.

 Я не стал пока рассматривать эту возможность только потому, что надо сделать ПВРД такой тяги, чего никогда не было.

 Что касается использования ТРДДФ на начальном участке разгона, они не дадут прибавки массы ракетной ступени ещё в два раза, я и так "упихал" в 60 тонн весь крылатый носитель, что может вызвать вопросы. :)
 ТРДДФ для такого носителя до скорости 4М будут иметь массу около 10% от взлётной, если не побольше - вот мы и получим стартовую массу 90-100 тонн как у Ту-160 и затраты топлива будут не меньше 20% с учётом потерь.
 Ну будет ракета 150 тонн, а не 120 - прибавка существенна, но не очень. :)

 Проблема в том, что ЖРД мощных - навалом, ПВРД тоже "просто труба", а вот реально действующих двигателей даже до 3 махов - Один. :) Это двигатель МиГ-31 Д-30Ф-6. :)
 Он имеет тягу на форсаже у земли 15,5 тонн и массу 2416 кг - при тяговооруженности 0,5 и стартовой массе 300 тонн нам надо 10 двигателей.
 При этом форсажный расход топлива у него 1,9 кг/кгс*час = 18587 м/с УИ. :)

Ворон спасибо, а то я по части крыльев и прочей авиационщины не силен. Т.ч. мне тут считать гораздо труднее.

Я тут могу только по поводу складных крыльев высказаться.
Идея, конечно красивая, на первый взгляд ... И была бы очень красивая, если бы крыло имело профиль доски. Но вот разрезать профилированное крыло, да намотать его на корпус, это какую форму должен иметь корпус. А если наматывпать с зазором, то сопротивление крыльев останется то же, за то прочность их на изгиб резко уменьшится (т.е. увеличится вес).
И зачем мне все это таки нужно да... (с) старый еврей. :D

По поводу второй ступени и формы крыльев.

 Крылья тех же крылатых ракет мало отличаются от "доски" и наматывать их на корпус ненадо, можно сложить вдоль корпуса, как у наиболее известных американских КР и сделано.

 Относительно второй ступени, можно сделать её и с крыльями, особенно исходя из задачи спасения этой самой второй ступени тоже.
 Но, обращу внимание ещё на один момент - у Союза, в транспортной модификации, в конце работы первой ступени перегрузка достигает 5 единиц.
 Значит топливо во второй ступени имеет вес около 100 тонн, а в первой - около 240 тонн. Это значительно больше, чем на старте и накладывает ограничения на массовое совершенство этих ступеней.

 В том случае, который я рассматривал выше, общая максимальная перегрузка не превысит 2,5 даже с учётом влияния подъёмной силы.

Ну, крыло ведь необязательно должно быть прямым, верно? Вон, чайки преспокойно летают используя ломанное крыло. Ну да, удлинение будет не 3, а 2. Но и только. Обтекание при этом еще может и улучшиться ;-)

Потом, я не имел в виду плотное прилегание крыла к баку. Крыло свернуто только на этапе разгона РН внутри самолета - носителя. Дальше оно разворачиватся сразу после выброса из бомбоотсека.

Но, собственно, я вроде бы отметил кусок, на котором крыло может дать выигрыш. Давайте посчитаем ;-) Я даже согласен на 30 тонн массы ступени со свертываемым крылом ;-).

Крыло же 'как у Байкала' - IMHO не годится, поскольку область работы у нас - сверх и гиперзвук. Для них лучше ромбическое или дельтавидное крыло. А его можно только свернуть как я предлагал ;-)

По поводу тяговооруженности... ну, у нас же не истребитель. Все контуры зализаны дальше некуда. IMHO хватит 6 или 8 движков, с тяговооруженностью 0.3. Собственно сам Миг-31 имеет максимальную взлетную в районе 60 тонн, т.е. тяговооруженность 0.5. Но это истребитель! При более длинной полосе IMHO ему можно иметь характеристики и похуже, при этом он потащит побольше с той же тягой. Но... ладно, пусть даже 0.5 - 10 двигателей. Всего 23 тонны из 100. Еще тонн 50 на планер. Остается 25 тонн на топливо - более чем достаточно для разгона и возврата. Причем это вы назвали форсажный УИ. Взлетный УИ - еще выше.

ЦитироватьНу, крыло ведь необязательно должно быть прямым, верно? Вон, чайки преспокойно летают используя ломанное крыло. Ну да, удлинение будет не 3, а 2. Но и только. Обтекание при этом еще может и улучшиться ;-)

Потом, я не имел в виду плотное прилегание крыла к баку. Крыло свернуто только на этапе разгона РН внутри самолета - носителя. Дальше оно разворачиватся сразу после выброса из бомбоотсека.

Но, собственно, я вроде бы отметил кусок, на котором крыло может дать выигрыш. Давайте посчитаем ;-) Я даже согласен на 30 тонн массы ступени со свертываемым крылом ;-).

Крыло же 'как у Байкала' - IMHO не годится, поскольку область работы у нас - сверх и гиперзвук. Для них лучше ромбическое или дельтавидное крыло. А его можно только свернуть как я предлагал ;-)

 Километров до 50-60 крыло будет ещё работать, не обеспечивая полностью подъёмную силу, но компенсируя недостаток тяговооруженности второй ступени, от 30 до 40 точно будет работать.

 Можно сложить крыло "на спине" у носителя веером, ну будет оно нецельное и что с того? :)

ЦитироватьПо поводу тяговооруженности... ну, у нас же не истребитель. Все контуры зализаны дальше некуда. IMHO хватит 6 или 8 движков, с тяговооруженностью 0.3. Собственно сам Миг-31 имеет максимальную взлетную в районе 60 тонн, т.е. тяговооруженность 0.5. Но это истребитель! При более длинной полосе IMHO ему можно иметь характеристики и похуже, при этом он потащит побольше с той же тягой. Но... ладно, пусть даже 0.5 - 10 двигателей. Всего 23 тонны из 100. Еще тонн 50 на планер. Остается 25 тонн на топливо - более чем достаточно для разгона и возврата. Причем это вы назвали форсажный УИ. Взлетный УИ - еще выше.

 Если УИ будет как в режиме "полный газ", то и тяга будет как в режиме "полный газ", 9,5 тонн и потребуется больше двигателей. :)

 25 тонн топлива достаточно для разгона до скорости 1,5-2 маха даже при УИ 18000 м/с с потерями, но потом турбины ТРД повиснут "мёртвым грузом" при дальнейшем разгоне до 4-6 махов.

А мы и не будем до 4-6 разгоняться. Мы разгонимся до 3.5, и сбросим РН. Та откроет крылышки и на ЖРД разгонится где-то до 5 км/c примерно - по более пологой траектории чем обычная РН. Потом крылышки закроет, элероны заднего использует как тормозные щитки. Потом опять откроет и на них спланирует и сядет.

ЦитироватьА мы и не будем до 4-6 разгоняться. Мы разгонимся до 3.5, и сбросим РН. Та откроет крылышки и на ЖРД разгонится где-то до 5 км/c примерно - по более пологой траектории чем обычная РН. Потом крылышки закроет, элероны заднего использует как тормозные щитки. Потом опять откроет и на них спланирует и сядет.

 Это вариант, но тогда ракетная часть должна быть не меньше половины носителя для достижения такой же эффективности.
 При этом крылья закрывать не надо, когда ракета выйдет на высоты где они не работают они не будут помогать, но и мешать не будут.
 Х-15 крылья не складывал, хоть прыгал до 100 км.

 Универсальный ПВРД тогда можно в дальнейшем расположить на второй ступени, вместе с ЖРД.

 Примерный расклад тогда должен быть такой - 100 тонн "железо" первой ступени, 50 тонн её топливо, 150 тонн - ракетная часть.
 ПН около 10 тонн.

 Хуже это вот чем. В моей схеме есть большая первая ступень, которая заменяет стартовый стол и первую ступень, которая 2/3 ракеты. Собственно ракетная часть, пусть даже одноразовая, невелика.
 Здесь же вторая ступень - довольно большое изделие.

Зато стартовый стол не нужен даже в смысле защиты от выхлопа ЖРД - взлет чистый, на ТРД. В общем, надо посчитать ;-)

ЦитироватьЗато стартовый стол не нужен даже в смысле защиты от выхлопа ЖРД - взлет чистый, на ТРД. В общем, надо посчитать ;-)

 Я прикинул, топлива вполне хватает при 10 двигателях, за единственны "Но". ;)

 В конце разгона мы будем на высоте 20 км или около того, а это при 3,5 М (около 1000 м/с) скоростной напор в 4 тонны...

 Как разделение ступеней производить будем? ;) :)

Хотите кардинально модернизировать Союз, так лучше отказаться от ЖРД на первой ступени, ибо ЖРД слишком сложно изготавливать, из-за чего их стоимость непомерная, и мало кто умеет их делать, и потому диктуют свою цену. ЖРД слишком неустойчивы и склонны к колебаниям и взрывам, а подавлять их крайне сложно и к тому же методы засекреченны.

Совсем иначе с твердотопливными двигателями, они хоть уступают ЖРД по УИ, но зато их не очень сложно спроектировать и сделать, и цена их существенно меньше чем ЖРД, так что неудивительно что на Шатл поставили твердотопливные ускорители, в противном случае он еще дороже был бы.

Вот и стоило бы делать твердотопливные ускорители и на Союз и на другие ракеты, за счет этого можно сильно снизить стоимость ракеты... Или можно гибридные двигатели проектировать, те вообще и на верхние ступени годятся, поскольку УИ у них высокий, особенно с алюминием или литием (и фтором). Последний выше чем у водородного - до 550!...
- до 550!...

ЦитироватьХотите кардинально модернизировать Союз, так лучше отказаться от ЖРД на первой ступени, ибо ЖРД слишком сложно изготавливать, из-за чего их стоимость непомерная, и мало кто умеет их делать, и потому диктуют свою цену. ЖРД слишком неустойчивы и склонны к колебаниям и взрывам, а подавлять их крайне сложно и к тому же методы засекреченны.

Совсем иначе с твердотопливными двигателями, они хоть уступают ЖРД по УИ, но зато их не очень сложно спроектировать и сделать, и цена их существенно меньше чем ЖРД, так что неудивительно что на Шатл поставили твердотопливные ускорители, в противном случае он еще дороже был бы.

Вот и стоило бы делать твердотопливные ускорители и на Союз и на другие ракеты, за счет этого можно сильно снизить стоимость ракеты... Или можно гибридные двигатели проектировать, те вообще и на верхние ступени годятся, поскольку УИ у них высокий, особенно с алюминием или литием (и фтором). Последний выше чем у водородного - до 550!...
- до 550!...

Что дозволено Юпитеру, не дозволено быку (с) древнегреческая мудрость.

Ежели мы сделаем твердотопливные ускорители, то науськанные на нас теми же амерами зеленые всю нашу коммерцию на ленточки порвут. А от слова фтор поднимется такая истерия... :D
Кстати, теоретически достижимый импульс и реальный, это две большие разницы (с) летучее одесское выражение.
Вон, Глушко сделал свой РД-301. А какой у него получился импульс? А получился он 400с. При Сталине за такое расходование народных средствов он бы больше ничего уже не разработал... :(

Гость был я.

ЦитироватьПри Сталине за такое расходование народных средствов он бы больше ничего уже не разработал... :(

Почему же? Наверно разработал бы и даже чтото приличное. Но в шараге. :)
 Хотя конечно второй раз мог пройти как рецидивист...

Господа, фтор - Кошмарный Сон. :) Он сам смертельно ядовит, соединения ядовиты - сколько мы можем позволить себе трупов на один запуск ракеты? :)

 Если уж нужны изощрения, то почему не попробовать Озон? ;)

ЦитироватьЕсли уж нужны изощрения, то почему не попробовать Озон? ;)

Почему тогда не тротил? Тоже хорошая взрывчатка, только гораздо безопаснее озона :) На Авиабазе кто-то предлагал "Орион" на боеприпасах объемного взрыва - всего 200 зарядов и вы на LEO. Нафиг эти изощрения, ТРД на первой ступени куда интереснее...

Цитировать

ЦитироватьЕсли уж нужны изощрения, то почему не попробовать Озон? ;)

Почему тогда не тротил? Тоже хорошая взрывчатка, только гораздо безопаснее озона :) На Авиабазе кто-то предлагал "Орион" на боеприпасах объемного взрыва - всего 200 зарядов и вы на LEO. Нафиг эти изощрения, ТРД на первой ступени куда интереснее...

ЗачЭм двэсти. ДастАтачно адного, и Ви на нЭбэсах :D

Цитировать

ЦитироватьЕсли уж нужны изощрения, то почему не попробовать Озон? ;)

Почему тогда не тротил? Тоже хорошая взрывчатка, только гораздо безопаснее озона :) На Авиабазе кто-то предлагал "Орион" на боеприпасах объемного взрыва - всего 200 зарядов и вы на LEO. Нафиг эти изощрения, ТРД на первой ступени куда интереснее...

 Во-первых, тротил имеет мЕньшую энергетику, чем керосин+кислород, это взрывается хорошо, а горит - так себе. :)

 Во-вторых, чем вам сравнительно с перекисью водорода не показался озон? ;) Перекись тоже взрывоопасна, сколонна к самопроизвольному разложению, но вполне почтенное ракетное топливо. :)

 А Озон И Плотнее Кислорода И Энергетика Выше - Как-Никак Изволим Атомарный Кислород Отщеплять. ;)  :D

Да, в своих выкладках о "двухрежимной" траектории крылатой первой ступени я сделал такое допущение.
 "После набора необходимой вертикальной скорости тяга направляется горизонтально и далее происходит разгон в горизонтальном направлении без набора дополнительной вертикальной скорости."

 Разумеется, это невозможно - мы не можем направить тягу строго горизонтально, мы летим пока под углом 30 градусов к горизонту.
 Сила тяготения начнёт съедать вертикальную скорость.

 Но реалистичный случай мало отличается, при движении под углом 30 градусов к горизонту для набора только горизонтальной скорости нам надо тягой компенсировать тормозящую составляющую силы тяжести, которая равна g*sin30 = 0,5*g.
 Тяга у нас на втором участке 1,5*g, если мы повернём силу тяги так, что вертикальная составляющая её будет 0,5*g, то горизонтальная составляющая будет 1,414*g - 94,2% от общей тяги.

 Далее мы разгоняемся горизонтально, траектория становится более пологой и эта разница будет ещё меньше.

 Так что в этом смысле ;) допущение вполне обосновано. :)

Ваши рсчеты ставят крест на ракетоплане, ибо согласно ним вторая и третья ступени легче получаются чем у Союза, еще бы  и по скорости сравнить бы. отчасти из-за повышенных аэродигнамических потерь, и за счет лишних конструкций, крыльев и тому подобного... Если повысите существенно аэродинамическое качествво, то аэродинамика не будет мешать, останется вес конструкций...

Единственно остаются ВРД, но... если посчитать стоимость, то может такое вылезти!...

а движки от Мига вряд ли вояки дадут вам, и никому не дадут.

Первый раз слышу о многорежимном прямоточном двигателе, это что с изменяемой геометрией воздухозаборника и сопла?!!!

Веерное крыло! Интересно как сделать, потом у него сопротивление будет огого, а с прочностью проблемы...

Какое отношение зеленые имеют к твердотопливным движкам? Фтор к ним не имеет отношения, у них нормальная экология, а стоимость можно сделать минимальной, в отличие от ЖРД, которые нуждаются в коренной модернизации...

За счет этого Союз можно в несколько раз удешевить...

Фтор можно на гибридных движках использовать на второй и третьей ступенях - в космосе... Пусть зеленые туда доберутся... Потом не чистый фтор, а его соединения, которые могут быть весьма сносные

Впрочем, что толку говорить, кому надо, он сам все возьмет, а нанимать здесь никого не станет, и договариваться тоже не будет, так что это как работа на дядю

Цитироватьа движки от Мига вряд ли вояки дадут вам, и никому не дадут

Когда Вы такые перлы постоянно выдаете, я очень сильно на Вас удивляюсь...  :-) Ну что же это такое "вояки ичего никому не дадут? а) ну если им дядя ВВП скажет, то с радостью дадут; б) а что давать-то - сами военные эти моторы не производят, а моторный завод их запросто продаст - чай, после угона Беленко в Японию 30 лет назад они уже не совсекретные; в) а кому давать-то - что, уже построили АКС и только моторов к нему не хватает, что-ли?

ЦитироватьФтор можно на гибридных движках использовать на второй и третьей ступенях - в космосе... Пусть зеленые туда доберутся...

Ступени имеют свойство изредка падать на Землю нештатно - с полными баками, и почти всегда падают штатно - с невыбираемыми остатками топлива. Так шта не надо привлекать зеленых, Вас местные жители парвут...

ЦитироватьКакое отношение зеленые имеют к твердотопливным движкам? ... стоимость можно сделать минимальной, в отличие от ЖРД, которые нуждаются в коренной модернизации... За счет этого Союз можно в несколько раз удешевить...

Интересно мнение форумчан-конструкторов к такой гипотетической ситуации: в результате преступной халатности пьяного вахтера до основания сгорел завод Прогресс, в результате чего пр-во РН Союз остановилось, и быстрое возобновления его невозможно. Роскосмос постановил в кратчайшие сроки разработать замену на основе первых-вторых ступеней существующих МБР (Тополь, Стилет etc.). Желательно использование существущих СК Союза, но необязательно. Как может выглядеть такой эрзатц-РН?

серж вы не правы и вот почему. :)

 1. На первом участке я взял УИ равным УИ ЖРД РД-107 у земли, во-первых, он будет существенно больше даже на 8 км, во-вторых нет никаких причин почему надо использовать именно РД-107 на новом носителе.

 2. Я не учитывал то, что до 250 м/с (900 км/ч) качество будет существенно выше, а примерно до 100 м/с (скорость отрыва) аппарат вообще будет горизонтально двигаться по ВПП почти без потерь и на гравитацию и на аэродинамику.

 3. Массу сухой крылатой ступени 60 тонн "изобрёл" я. :) Это 20% массового совершенства, у ракеты Фау-1 было около 25% - я исхожу из того, что со времени Второй Мировой Войны появились несколько более совершенные материалы. :)
 Кстати, у Фау-1 был ВРД и ПН около 40%.
 Если взять за основу достижимое массовое совершенство 10%, то вторая и третья ступень будут Больше, чему у Союза.

 4. Массу второй и третьей ступени Союза 85 тонн тоже "придумал я" - исходя из того, что расходуется всё топливо первой ступени и Половина топлива центрального блока.
 Но на ЦБ стоит РД-108 который мощнее, чем РД-107, так что масса может быть и меньше 85 тонн. (РД-108 не дросселируется.)

 5. У Союза ЦБ полупустой после разделения, а здесь вторая ступень будет залита полностью - масса "железа" при отделении третьей ступени будет меньше.

 6. Перегрузки на участке работы первой ступени у меня меньше, потому вторую можно сделать легче. (Об этом сказано выше, в самой прикидке.)

 7. Совершенно не обязательно, что выбранная мной траектория оптимальна. Но даже если это так, пусть у нас масса ракетной ступени 60 тонн для аппарата массой 300 тонн - можно просто увеличить ракету, для 85 тонн стартовая масса будет 425 тонн при тех же параметрах.
 Увеличение стартовой массы незначительно, зато мы получаем многоразовость. :)

Относительно фтора. :)

 Заправка второй или третьей ступени фтором будет примерно то же самое, что заправка её цианистым калием, за тем исключением, что при отравлении фтором нет антидотов.

 Но не это самое отвратное, надо будет периодически прогонять фторные двигатели на земле - для проверки надёжности, при этом свободный фтор будет выделяться в атмосферу. Дело не в экологии, а в том, что там живые люди должны работать.

 В общем это будет примерно то же, что возня с реактром, за тем исключением, что для реактора выброс радиоактивных компонентов наружу ЧП, а здесь это будет плановое мероприятие.

ЦитироватьИнтересно мнение форумчан-конструкторов к такой гипотетической ситуации: в результате преступной халатности пьяного вахтера до основания сгорел завод Прогресс, в результате чего пр-во РН Союз остановилось, и быстрое возобновления его невозможно. Роскосмос постановил в кратчайшие сроки разработать замену на основе первых-вторых ступеней существующих МБР (Тополь, Стилет etc.). Желательно использование существущих СК Союза, но необязательно. Как может выглядеть такой эрзатц-РН?

 Гордо относить себя к конструкторам не стану, но идейку могу дать. :)

 Первая ступень - пакетом 7 первых ступеней от РН Тополь или Тополь-М.

 Вторая ступень - 3 таких же ступени пакетом параллельно.

 Третья - третья ступень Союза как она есть сейчас или от Союза-2 сразу.

 :)

Я отчасти был не прав, то что ракетоплан уступает по характеристикам ракете. это закономерно. но не страшно, главное в том, что двигатель послабее и подешевле, а если повысить аэродинамическое качество, то можно и еще уменьшить тягу движка до 0,2- 0,3 и съекономить на ЖРД.
С ВРД характеристики должны быть и лучше, но слишком дорого, да и частникам не дадут миговских движков, и чужим тоже вряд, а дядя ВВП за нас просить не будет...

Впрочем крылатая ракета посложней твердотопливной ступени выйдет...  РДТТ есть смысл ставить только на первую ступень, из-за их малого импульса, а на второй ступени, стоимость двигателя уже не имеет такого значения, как УИ...

Ракеты со фтором лучше пускать над океаном, тогда проблем не будет, кроме того, я повторю что лучше не чистый фтор, а его соединения, типа дифторида кислорода, или трифторида хлора, с ними проблем гораздо меньше

серж, главное, что эта штуковина неодноразовая. :)

 Пусть это даже только первая ступень - пусть крылатая ракета в полтора раза больше Союза и пусть начальная тяга будет больше. :)
 Но, в случае Союза, например, на первой ступени мы выбрасываем 4 двигателя из 6 стоящих на ракете, а тут мы будем использовать эту ступень десятки раз - увеличение её в полтора раза и мощности двигателей в два раза относительно Союза окупится.

 Что касается ВРД, мне кажется наиболее интересной схема ЖРД + ПВРД причём в форме ракетно-прямоточного двигателя. Такие стоят на некоторых ЗРК, например на ЗРК "Куб" - http://www.new-factoria.ru/missile/wobb/kub/kub.shtml

 По поводу фтора ещё раз.
 Фтор вызывает смертельное отравление даже попадая на кожу и плавиковая кислота тоже. Он проникает в тело и разрушает структуру крови.

Ох, ну дайте вы человеку понюхать фтористых соединений, что бы он больше не мучался :(

Кстати, там выше был приложен дифторид кислорода? ;)

 Ой, думаю я, озон - знаааачительно безопаснее. ;)

 Хоть и рванёт, так потом отравляющего облака не будет. :)

Чистый дифторид кислорода устойчивый, вопрос только как его получить, или стабилизировать грязный?
Фториды хороши для грузовых ракет, а не пилотируемых, а озон слишком уж неустойчивый.

Многоразовой проще сделать и ракету, если потеряем на двигателях, то долго окупаться будет...

Комбинация ЖРД и ПВРД. хуже каждого из них по отдельности...

Стоимость Союза,  вроде бы порядка ста лимонов?...

Если нужен средний носитель, при этом НЕ Союз и НЕ Ангара - можно сделать мини-Протон. Первая ступень - 3 ББ плюс недозаправленный ЦБ Протона, вторая - третья ступень Протона. Стартовая масса порядка 230 тонн, первая ступень - 190/20 тонн, вторая - 24/2.5 тонны. Тяга первой ступени - 450 тонн, второй - 60 тонн. ПН должна быть в районе 6 тонн, плюс большой модернизационный потенциал ;-) Стартовая тяга - 450 тонн против 530 у Союза, но более высокий УИ.

Фтор - штука гадкая, но работать с ней можно. Когда начинали отработку ЖРД на фторе, то лес километров на 50 пожелтел, а потом ничего - снова позеленел. Научились нормально работать. Двойные трубопроводы, отсасывание остатков, клапана на разъемах. Главное культура работы - не расслабляться. А продукты выхлопа ЖРД загоняли в нейтрализатор - кубик со стороной метров 50. В принципе работать можно, но главное, чтобы выигрыш оправдывал затраты. Естественно, на первой ступени применять нельзя. На второй - я бы 10 раз подумал. А выше -пожалуйста, особенно в космосе. С падающей ступенью с остатками разобраться можно. Вскройте бак удлиненным кумулятивным зарядом от днища до днища, да обеспечьте вентиляцию трубопроводов - все и выдует. Фтор ведь криоген. Но, естественно, остатки на земле собирать все равно надо. И на месте падения на некоторый срок запретную зону оставить (на месяц или 2 - практика покажет), чтобы палатки не ставили и  грибы не собирали. Или что там вырасти сможет.
По поводу соединения фтора с кислородом сказать ничего не могу - лично не знаком. Может у него физические характеристики хорошие. Но любое соединение хуже чистого окислителя - ведь оно уже частично окислено. Именно поэтому у тола такая низкая энергетика. А продукты сгорания будут также токсичны, ведь это будет определяться количеством фтора независимо от исходной формы.
Фтор в определенных пределах может задерживаться приборами типа противогаза. А про попадание на кожу. Плавиковая кислота - это просто один из видов кислоты, причем в чем-то не самый энергичный. Это не цианистый калий, просто едкая жидкость. Пары действуют также,как другая кислота. А вот попадание на кожу фтора .... . Простите, в жидком виде? Это примерно минус 200 градусов. О какой токсичности можно говорить, если все отмерзнет сразу. Если в топливе не фтор, а хлор, то будет не плавиковая, а соляная кислота. Что хуже - еще разбираться надо.
Про экологию РДТТ лучше не упоминать - это такая помойка. Не говоря уж о том, что озоновый слой разрушает страшно. Всякие перхлораты и прочие после сгорания не подарок.И, кстати, не надо думать, что РДТТ ничего не стоит. Конечно, дешевле  чем ЖРД, но тоже непростая штука, особенно если управляемая. Одно дело качать целиком ЖРД и совсем другое крутить сопло РДТТ, омываемое газами с плотностью воды, напором пушки и температурой Солнца. Это тоже не просто. А без управления ракета уже не ракета, а быстрый булыжникю Так что к дешевому неуправляемому РДТТ надо добавлять стоимость отдельной системы управления.
И не забывайте Челленджера, которому РДТТ пропорол  бак. Это тоже не свидетельство высокой надежности. Я думаю, что наша система Бурана надежнее была.

Все схемы комбинированных двигателей были рассчитаны на не очень высокие скорости полета - до 2-3 М. На бОльших скоростях, которые нам в данном случае нужны,  необходимо иметь чистый канал для сверхзвукового течения. Если надо добавить кислородца к горючему - дожги в отдельной форкамере при повышенном давлении и полученный  "сладкий" газ введи в основной поток. Тут будут проблемы - качественно смешать две сверхзвуковых струи с минимумом потерь.
Мне видится ГПВРД плоским вдоль крыла или несущего фюзеляжа. Ведь перешли от осесимметричных воздухозаборников к коробчатым, по сути дела плоским, почти на всех самых скоростных самолетах (кроме СР-71, но это 60-е годы). И тут можно на это ориентироваться. Впишется хорошо. А если еще удастся перейти к соплу с внешним расширением, то вообще конфетка получится.

ЦитироватьЕсли нужен средний носитель, при этом НЕ Союз и НЕ Ангара - можно сделать мини-Протон. Первая ступень - 3 ББ плюс недозаправленный ЦБ Протона, вторая - третья ступень Протона. Стартовая масса порядка 230 тонн, первая ступень - 190/20 тонн, вторая - 24/2.5 тонны. Тяга первой ступени - 450 тонн, второй - 60 тонн. ПН должна быть в районе 6 тонн, плюс большой модернизационный потенциал ;-) Стартовая тяга - 450 тонн против 530 у Союза, но более высокий УИ.

 Ага, и получаем "сладкий гептил" на закуску в наследство от Протона. :)

ЦитироватьВсе схемы комбинированных двигателей были рассчитаны на не очень высокие скорости полета - до 2-3 М. На бОльших скоростях, которые нам в данном случае нужны,  необходимо иметь чистый канал для сверхзвукового течения. Если надо добавить кислородца к горючему - дожги в отдельной форкамере при повышенном давлении и полученный  "сладкий" газ введи в основной поток. Тут будут проблемы - качественно смешать две сверхзвуковых струи с минимумом потерь.
Мне видится ГПВРД плоским вдоль крыла или несущего фюзеляжа. Ведь перешли от осесимметричных воздухозаборников к коробчатым, по сути дела плоским, почти на всех самых скоростных самолетах (кроме СР-71, но это 60-е годы). И тут можно на это ориентироваться. Впишется хорошо. А если еще удастся перейти к соплу с внешним расширением, то вообще конфетка получится.

 У Akash (индийская модификация "Куба") скорость ракеты около 1 км/с.

 Плоский воздухозаборник это хорошо, особенно тем, что его можно Увеличить по ходу дела. ;)
 А ЖРД из него можно после участка начального разгона просто убрать в корпус или что-то подобное сделать. ;)

А без вариантов - другой носитель быстро не сделаешь. А тут вроде как все уже готово, и конструкция, и СК. Единственная альтернатива - закупать Зениты.

ЦитироватьА без вариантов - другой носитель быстро не сделаешь. А тут вроде как все уже готово, и конструкция, и СК. Единственная альтернатива - закупать Зениты.

 Так можно тогда Ещё Проще. ;)

 Просто использовать Протон как таковой и всё. :)

 Выводим Протоном, ну например Союз и ещё тонн 7, ну допустим, ГВОЗДЕЙ!!!! ;) :D

Мини-Протон получается вдвое дешевле обычного, однако ;-). Задача стояла - РН размеренности Союза ;-).

ЦитироватьМини-Протон получается вдвое дешевле обычного, однако ;-). Задача стояла - РН размеренности Союза ;-).

 Нифига! :)

 Под Мини-Протон будут задействованы те же мощности, что под обычный Протон, за исключением некоторых производств, которые будут вынужденно простаивать. Может какая экономия и будет, но не в два раза. :)

Цитировать

ЦитироватьМини-Протон получается вдвое дешевле обычного, однако ;-). Задача стояла - РН размеренности Союза ;-).

 Нифига! :)

 Под Мини-Протон будут задействованы те же мощности, что под обычный Протон, за исключением некоторых производств, которые будут вынужденно простаивать. Может какая экономия и будет, но не в два раза. :)

Эт, точно! Переконфигурирование (у, какое слово!) Протона приведет к необходимости пересчитывать аэродинамику, динамику конструкции и т.п. Проще ополовинить (грубо говоря) заправку и задросселировать ДУ процентов на 30.

Цитата: "Ворон"

Цитироватьquote]

 У Akash (индийская модификация "Куба") скорость ракеты около 1 км/с.

 Плоский воздухозаборник это хорошо, особенно тем, что его можно Увеличить по ходу дела. ;)
 А ЖРД из него можно после участка начального разгона просто убрать в корпус или что-то подобное сделать. ;)

Ну ей-богу, нет смысла использовать ЖРД на начальном участке. Тут сбрасываемый РДТТ-ускоритель  вполне справляется. И сразу отпадет проблема уборки в корпус. Ведь как выглядит эта уборка: усиленная консольная подвижная рама, специальные подвижные трубопроводы для топлива, мощные приводы, емкость для убранного движка, створки, которые не отламываются напором воздуха и не очень тормозят аппарат. Это все будет чрезвычайно ненадежно. И уж тем более не надо пытаться засунуть ЖРД в ВРД.

ЦитироватьНу ей-богу, нет смысла использовать ЖРД на начальном участке. Тут сбрасываемый РДТТ-ускоритель  вполне справляется. И сразу отпадет проблема уборки в корпус. Ведь как выглядит эта уборка: усиленная консольная подвижная рама, специальные подвижные трубопроводы для топлива, мощные приводы, емкость для убранного движка, створки, которые не отламываются напором воздуха и не очень тормозят аппарат. Это все будет чрезвычайно ненадежно. И уж тем более не надо пытаться засунуть ЖРД в ВРД.

 Да, ускоритель с РДТТ справится, но денег он стоит. :)
 Давайте "ничего не выбрасывать". :)

 По поводу "задвигания ЖРД", Виктор вы не правы. :)
 Не надо ничего этого ЖРД будет жестко стоять - представьте две соединённые трубы, одна уже - входная, другая шире - выходная.
 Одна стенка общая, другая Г-образно расширяется.

 Вот так. :)
..........................................."1"
................................_________________
................................!
.............................ЖРД
________________!

___________________________________

 А потом мы опускаем стенку "1" закрывая ЖРД. :)

Фтораты кислорода и хлора - жидкости и менее токсичные чем фтор, с ними гораздо проще иметь дело, ну они немного уступают чистому фтору. но для углеводородного топлива кислород все равно нужен...

Так что с ракетопланами, а ведь они все таки перспективны по своей низкой стоимости..

Да и ВРД бы неплохо сделать, или сделать воздушно ракетный двигатель, нет ли спецов по ним?, нам бы такой весьма пригодился

С ракетопланом вот что. :)

 Крылатая возвращаемая первая ступень увеличивает стартовую массу носителя в 1,5-2 раза - по пессимистической оценке.
 Если взять "два раза" ПН крылатой ракеты будет около 40 тонн на 300 тонн стартовой массы - примерно то же, что у Ту-160.

 Многоразовость окупит это многократно. :)

Кстати, если использовать на первой ступени ракетоплана Водород ;) имея двигательную установку с УИ у земли около 3500 м/с, а в вакууме - около 4500 м/с, то прекрасно получается у 300-тонного аппарата вторая и третья ступени больше чем у Союза. :)

 Обычный водородник вроде Дельты-4 должен лететь медленно, при низких скоростных напорах - ракета неустойчива, а вот крылатая ракета может лететь и при больших скоростных напорах.

 Преимуществом водорода в данном случае является ещё и то, что можно дросселировать двигатель с повышением УИ, а не с его снижением. :)

Цитировать... можно дросселировать двигатель с повышением УИ, а не с его снижением. Smile

А вот этот момент не совсем понятен :D Это как это?

Цитировать

Цитировать... можно дросселировать двигатель с повышением УИ, а не с его снижением.

А вот этот момент не совсем понятен :D Это как это?

 "Спецсвойство" водородников. :) УИ зависит от давления в КС, но водород в 14 раз менее плотный, чем вода, потому одинаковое давление можно получать при меньшей массе топливных компонентов.

 Максимальная тяга получается когда водород сгорает почти весь, а максимальный УИ, когда он не весь сгорает - молекулярная масса вещества выхлопа меньше. Но тяга уменьшается. :)
 Такое дросселирование применяли на второй ступени Сатурн-5 и это тут неоднократно обсуждалось.

Японцы когдато аэростатом загоняли на большую высоту планер и сбрасывали его. У земли получалась приличная скорость. Нельзя как-то этот принцип использовать?
Т.е. на чем то вывозим ракету (вернее ракетоплан) на большую высоту, сбрасываем и используем крылья для ПАССИВНОГО (без затрат топлива) разгона.
Как вариант - такую схему можно применить для запуска прямоточника.

Кто-нибуть знает с какой высоты нужно падать, что-бы на высоте примерно 15км получить 1.5М  для запуска прямоточника?

Скорее всего понадобится небольшой движок, чтоб ускорить процесс
 :D .

ЦитироватьЯпонцы когдато аэростатом загоняли на большую высоту планер и сбрасывали его. У земли получалась приличная скорость. Нельзя как-то этот принцип использовать?
Т.е. на чем то вывозим ракету (вернее ракетоплан) на большую высоту, сбрасываем и используем крылья для ПАССИВНОГО (без затрат топлива) разгона.
Как вариант - такую схему можно применить для запуска прямоточника.

Кто-нибуть знает с какой высоты нужно падать, что-бы на высоте примерно 15км получить 1.5М  для запуска прямоточника?

Скорее всего понадобится небольшой движок, чтоб ускорить процесс
 :D .

 Аэростат под ПН, ну скажем 300 тонн? ;)  :D

То пусть Японцы аэростатами балуются :D  :D  :D  Нужен самолет.
И почему именно 300т, почему бы не рассмотреть для начала вариант хотябы легкого самолетика? Если он выйдет многоразовым, то мы лучше эти 20т ПН выведем частями  :D  :D  :D

ЦитироватьТо пусть Японцы аэростатами балуются :D  :D  :D  Нужен самолет.
И почему именно 300т, почему бы не рассмотреть для начала вариант хотябы легкого самолетика? Если он выйдет многоразовым, то мы лучше эти 20т ПН выведем частями  :D  :D  :D

 "Я бы взял частями, но мне нужно сразу!"  :D

 Есть определённая размерность существующих "типовых" ПН. Под них и размерность ракеты. Делать новую сборную ПН - дополнительные затраты. :)

То что ракетоплан окупится при многих полетах, это сомнительно, поскольку полетов весьма мало, и вряд ли будет существенно больше.

он окупится при том что двигатели его будут существенно слабее и дешевле...

ЦитироватьТо что ракетоплан окупится при многих полетах, это сомнительно, поскольку полетов весьма мало, и вряд ли будет существенно больше.

он окупится при том что двигатели его будут существенно слабее и дешевле...

 Ну почему же? :)

 Даже если не рассматривать "лунные" и "марсианские" задумки - полётов 10-20 в год будет. За 20 лет это 2-4 сотни полётов.