Форум Новости Космонавтики

Абстрактно, конечно.
В частности, отвлекаясь от нужности-ненужности-стоимости-никто-денег-не-даст... и т.п.

(1) Стартовая ступень на ВРД с вертикальным взлетом, без всяких хвостов-крыльев, со спуском на парапланере, посадкой на салазки
 
(2) Разгонная ступень на ГПВРД широкого диапазона рабочих высот/скоростей
С ма-а-аленькими такими крылышками для управляемой посадки

(3) Собственно ракета (ЖРД) - одно-двухступенчатый блок довыведения - орбитального маневра
Вероятно, одноразовый.

Цитировать(1) Стартовая ступень на ВРД с вертикальным взлетом, без всяких хвостов-крыльев, со спуском на парапланере, посадкой на салазки
 

Вертикальный взлет - пожиратель полезного груза.

Да. В этой комбинации - вертикальный взлет не нужен. Так что - самолет-носитель, разгонная ГПВРД ступень и ракетная ступень. В прнципе, 1й и 2й пункты можно и обьединить.

Цитировать

Цитировать(1) Стартовая ступень на ВРД с вертикальным взлетом, без всяких хвостов-крыльев, со спуском на парапланере, посадкой на салазки
 

Вертикальный взлет - пожиратель полезного груза.

Точно известно?
А как же "ноги, крылья и хвосты" (с) ?

ЦитироватьДа. В этой комбинации - вертикальный взлет не нужен. Так что - самолет-носитель, разгонная ГПВРД ступень и ракетная ступень. В прнципе, 1й и 2й пункты можно и обьединить.

В принципе всё можно.
Даже человека - по проводам передать  :)

Если самолет-носитель - то спец.
С проблемами разделения и т.п.

Если объединять 1 и 2, то спецдвигатель или две группы разных двигателей на одной ступени.

А у ВРД какой УИ ?

Зависит от скорости и сечения. Может быть до бесконечности ;-)

ЦитироватьЗависит от скорости и сечения. Может быть до бесконечности ;-)

А практически  :) ?
Какие параметры могут быть взяты на сегодняшний день?
Например, по воронежскому ГПВРД?

PS. Если так уж велики потери на вертикальность старта, то может и для обычной ракеты первую ступень делать крылатой?

Мне кажется, этот путь неоптимален.
Так или иначе предлагается (на обсуждение  :wink: ) именно ракета.

Первая ступень ракеты летит в основном вертикально, так что крылья ей не особо помогут, больше веса съедят.
 Если на 1й ступени применить ВРД, то это будет скорее стартовый ускоритель. Поднимется он километров на 20-30, но на эту высоту выгоднее на крыльях, чем вертикально.

Во-первых: - насколько выгоднее?
Во-вторых: что проще, целый самолет специальной конструкции, или такой ускоритель?

ЦитироватьВо-первых: - насколько выгоднее?
Во-вторых: что проще, целый самолет специальной конструкции, или такой ускоритель?

Насколько выгоднее точно трудно сказать, но при равной мощности на самолете можно поднять раз в 10 больший ПГ. Да и не обязательно специальный самолет делать, можно уже существующие использовать.

ЦитироватьВо-первых: - насколько выгоднее?
Во-вторых: что проще, целый самолет специальной конструкции, или такой ускоритель?

Абсолютно нелепый вопрос. Посмотрите тяги современных ВРД, сравните с ЖРД и перестаньте говорить глупости.
ing

Цитировать...Да и не обязательно специальный самолет делать, можно уже существующие использовать.

Ограничения по грузоподъёмности.

Нельзя поднять 1000 тонн на существующих самолетах.

Цитировать...Посмотрите тяги современных ВРД, сравните с ЖРД и перестаньте говорить глупости.

Ну, я не спорю, что ...э... некомпетентен  :oops:
Но тяги современных ВРД определяются, в первую очередь, запросами авиации?
Поставить их ...э... 20-30-... штук по кругу....
Она же возвращаемая, ступень-то...
reusibility, так сказать?

Хорошо, пусть стартовый блок будет чиста ракетным  :evil:

Какое, все же, распределение, хотя бы, ХС по ступеням будет-то?

Первая ступень - до диапазона ГПВРД, вторая - до его верхней границы (2,5 км/с ?).

И сколько ХС надо для вывода, не 8 же км/с, а поболе, наверное?

Собственно, в чём вопрос-то.

Как оценить потенциально возможный вклад в улучшение параметров ракеты включения в неё гипотетической ГПВРД ступени?

PS. Если мощность ВРД принципиально или как иначе (ценой за повышение тяги) ограничена, то возможна ли разработка мощных ГПВРД?
Или там другой принцип и другие границы возможностей?

Изменит ли вообще ГПВРД принципиально что-нибудь в средствах выведения?

Или всё, что можно будет сделать - туристический "лайнер" а-ля Рутан на 2-3х пилотов?

А много ли у нас 1000т-ных ракет и часто ли они нужны ? А тащить вертикальным взлетом груз на 20-30 км никакой выгоды нет, лучше уж тогда вместо ВРД ТТУ использовать. А вот ГПВРД по-моему хорошая идея, если удастся довести их до ума.

ТТУ - вполне приемлемо.

Но у ВРД вроде УИ повыше несколько.

Может, всё же будет смысл?

Да не нужен вертикальный старт если у нас есть ВРД.
 У ВРД удельный импульс в десятки раз больше, чем у ЖРД и можно использовать крылатую конструкцию, которая будет устойчива на больших скоростях в нижних слоях атмосферы.

 Проблема в другом - даже если мы строим Специализированный Самолёт-Разгонщик и получаем "синергетические" 10% ПН, или, что пока более реально, те же 3-5% при старте ракетной ступени со скорости 1000 м/с или чуть побольше - мы получаем Относительно Небольшое Увеличение ПН и Многоразовую Первую Ступень.

 Это не даст большой экономии при современном грузопотоке, но потребует затрат.
 Разумеется возможны ошибки, аварии и т. п., что "не радует".
 Потому - "лениво и сейчас сытно кормят".

ЦитироватьНо тяги современных ВРД определяются, в первую очередь, запросами авиации?

Нет. Прежде всего тяга определяется способом ее получения.
В газе давление эквивалентно плотности энергии (н/м кв=дж/м куб).
Плотность энергии в ЖРД соответствует 200 ата, в ВРД максимум на порядок меньше. Энергия рожденая в объеме движется через сечение-площадь. ВРД и ЖРД при равной тяге имеют сильно разные габариты и веса, потому аппарат с ВРД имеет крылья для опоры на воздух и разгоняется по "наклонной плоскости".
ing

Спасибо.

Да, этого я бы конечно не сообразил по своей неграмотности.

Но это значит, что и у ГПВРД ограниченные возможности по мощности?

То есть, "космоплан" в принципе не может заменить больших ракет?

Цитировать

ЦитироватьНо тяги современных ВРД определяются, в первую очередь, запросами авиации?

Нет. Прежде всего тяга определяется способом ее получения.
В газе давление эквивалентно плотности энергии (н/м кв=дж/м куб).
Плотность энергии в ЖРД соответствует 200 ата, в ВРД максимум на порядок меньше. Энергия рожденая в объеме движется через сечение-площадь. ВРД и ЖРД при равной тяге имеют сильно разные габариты и веса, потому аппарат с ВРД имеет крылья для опоры на воздух и разгоняется по "наклонной плоскости".
ing

 Ну да, у ТРД отношение тяги к весу 5-7, у ПВРД 10-20, у РД 50-100.
 У ГПВРД следует ожидать тоже где-то 10-15.

 И что с того? У ВРД удельный импульс в разы больше чем у РД.
 Ну утяжелим мы конструкцию на 10% от общей массы, зато нам топлива потребуется в эти разы меньше.

 Ограничение другое - скорость. Тот же ГПВРД "тянет" до 4 км/с, может чуть больше, а это "всего полскорости и четверть энергии".

Цитировать...Ограничение другое - скорость. Тот же ГПВРД "тянет" до 4 км/с, может чуть больше, а это "всего полскорости и четверть энергии".

Но это ПЕРВЫЕ 4 км/с, когда надо всю массу ускорять.

ЦитироватьТо есть, "космоплан" в принципе не может заменить больших ракет?

С двигателями P-const да. Отсюда и

Цитировать...Ограничение другое - скорость. Тот же ГПВРД "тянет" до 4 км/с, может чуть больше, а это "всего полскорости и четверть энергии".

Если сжатие воздуха повышает температуру до температуры разложения продуктов сгорания , химическая реакция перестает давать свой вклад в повышение плотности энергии в камере сгорания.
ing

Па-азвольте!
Но 4 км/с - это, по-моему, очень даже неплохо.
Лучше, чем можно было бы ожидать  :mrgreen:

То есть, можно даже "самолет" целиком поставить, и вся система будет только трёхступенчатой и полностью reusability.

А если ЖРД-ступень для довыведения груза, то ПН в ней составит... э...  :roll: значительную часть от общей массы  :) .
Почти половину  :wink:

Первые 2 ступени например Протона обеспечивают разгон как раз до 4 с небольшим км/с, так что выгода от ГПВРД должна быть, только ступень с ним сначала тоже придется разгонять до его рабочих скоростей.

Значится так.

Принимаем распределение ХС для первой (ВРД) ступени 1,5 км/с (собственно достигаемая скорость 1 км/c + расходы на набор высоты), для второй (ГПВРД) - 3 км/с

Заказываем 100 тонн на LEO
Тогда вся чисто ракетная часть (на ЖРД), скажем, тонн 300 (набор последних 4 км/с )

Примем УИ ГПВРД 60 км/c (много, мало?)

Тогда при массе конструкции 15 тонн масса топлива выходит что-то около 17 тонн
Мелкая какая-то ступень получается.
Несолидная.

Сумма: 300 + 15 + 17 = 332 тонны

Примем УИ ВРД тоже 60 км/с

Получим для массы конструкции 30 тонн массу топлива ... что-то тонн 10.

Итого на старте - около 375 тонн.
Побольше "Союза".

Фигня какая-то.
А для ПН 10 тонн?

Суммарная мощность ВРД на старте - тонн 440 - хватит?

Сколько тяги даёт мощный ВРД?

Допустим, 20 тонн.

Тогда нужно 22 штук таких на старт.

А весит сколько?
В тонну входит?

Да-с. Слабовато с мат.частью  :(

Выше вроде приводились данные, что отношение тяги ВРД к его массе 5-7, а дла ГПВРД 10-15. Всетаки столько двигателей снижает надежность, да и разместить их не просто, а то получится как с Н-1. А УИ не слишком высок ?

Смотрите, джентльмены:
Вам захотелесь сделать многоразовую первую ступень, которая будет разгонять вторую примерно до 4-х км/с. Варианты:
1. Гиперзвуковой самолёт, который будет взлетать по самолётному с аэродрома, разгоняться до 12М в атмосфере, отделять 2-ю ступень, тормозить и садиться.
2. Ракетная ступень по типу "летающее тело" как Х-33, которая будет вертикально взлетать по-ракетному на ЖРД, разгоняться до 4-х км/с в вакууме, отделять 2-ю ступень, входить в атмосферу, тормозиться и садиться.
 Прикиньте что будет проще/дешевле?

(1) Нам захотелось использовать забортный кислород (не мы первые ;) )

(2) И взлетать по ракетному на ВРД... Ну, или, с помощью ВРД...
с той же целью :roll:

Цитировать... а то получится как с Н-1. А УИ не слишком высок ?

А что получилось с Н-1?
Отсутствие наземного стенда и снятие с финансирования после полета, в котором 1-ая ступень проработала практически до конца?

УИ - не знаю, честно говоря... :roll:  вот все спросить пытаюсь у кого-нть  :mrgreen:

А ВРД у нас - серийные  :roll:

To Старый: крылья - автогеном!  :mrgreen:

Цитировать(1) Нам захотелось использовать забортный кислород (не мы первые ;) )
(2) И взлетать по ракетному на ВРД... Ну, или, с помощью ВРД...
с той же целью :roll:

Не, ну если вы китайские пионеры...
 Но вы скажите, как проще/дешевле, а потом уж мотивируйте почему вам захотелось наоборот...

ЦитироватьTo Старый: крылья - автогеном!  :mrgreen:

Автогеном и дурак отрежет. Вы болгаркой попробуйте, а лучше ножовкой. Все знают что лопасть Ми-8 невозможно перерезать ножовкой? В смысле лонжерон?

Вдруг кто не понял: вариант №2 естественно на ЖРД.

ЦитироватьСмотрите, джентльмены:
Вам захотелесь сделать многоразовую первую ступень, которая будет разгонять вторую примерно до 4-х км/с. Варианты:
1. Гиперзвуковой самолёт, который будет взлетать по самолётному с аэродрома, разгоняться до 12М в атмосфере, отделять 2-ю ступень, тормозить и садиться.
2. Ракетная ступень по типу "летающее тело" как Х-33, которая будет вертикально взлетать по-ракетному на ЖРД, разгоняться до 4-х км/с в вакууме, отделять 2-ю ступень, входить в атмосферу, тормозиться и садиться.
 Прикиньте что будет проще/дешевле?

"К симптомам, связанным с изменениями сознания, относятся и такие, как «жамэ вю» и «дежа вю», что в переводе на русский язык означает «никогда не видел» и «уже видел»..." :D

Стримфлов, вы ж сказали что вы эту тему больше не обсуждаете? ;) Пусть более молодые товарищт теперь позащищают...

ЦитироватьСтримфлов, вы ж сказали что вы эту тему больше не обсуждаете? ;) Пусть более молодые товарищи теперь позащищают...

А я разве обсуждаю? Я просто пытаюсь предостеречь одного свежиспекаемого военного пенсионера от повторного девятого вала флейма на эту тему :D

Уйдёшь тут на пенсию! По выходным вкалываем, дождяра целый день, прийдёшь, охота душу отвести, поболтать, а тебя предостерегают! :) Я б с удовольствием пообсвсывал опять эту тему, тем более вы прошлый раз както резко ушли от обсуждения, да только наверно завтра всётаки улечу и до 15-го не появлюсь.

ЦитироватьУйдёшь тут на пенсию! По выходным вкалываем, дождяра целый день, прийдёшь, охота душу отвести, поболтать, а тебя предостерегают! :) Я б с удовольствием пообсвсывал опять эту тему, тем более вы прошлый раз както резко ушли от обсуждения, да только наверно завтра всётаки улечу и до 15-го не появлюсь.

А что тут обсуждать? Я рекомендовал бы хоть 1 (один) раз прочитать http://www.synerjetics.ru/, а уж потом и обсасывать. Тему. А то она может и не получить удовольстия :D

ЦитироватьВыше вроде приводились данные, что отношение тяги ВРД к его массе 5-7, а дла ГПВРД 10-15. Всетаки столько двигателей снижает надежность, да и разместить их не просто, а то получится как с Н-1. А УИ не слишком высок ?

 УИ, который привёл Зомби, завышен, да.

 А зачем "столько двигателей" - сделать двигатели тонн на 100, дозвуковые на 50 уже есть.

Цитировать

ЦитироватьУйдёшь тут на пенсию! По выходным вкалываем, дождяра целый день, прийдёшь, охота душу отвести, поболтать, а тебя предостерегают! :) Я б с удовольствием пообсвсывал опять эту тему, тем более вы прошлый раз както резко ушли от обсуждения, да только наверно завтра всётаки улечу и до 15-го не появлюсь.

А что тут обсуждать? Я рекомендовал бы хоть 1 (один) раз прочитать http://www.synerjetics.ru/, а уж потом и обсасывать. Тему. А то она может и не получить удовольстия :D

 "После Рутана" вы совсем не смотритесь, Streamflow, особенно ваши рассуждения о стоимости.

Стримфлов, я наверно тупой. :( Ничего не понимаю. :( Пока я здесь зацитируйте одним предложением, чем авиационная ступень проще/дешевле ракетной?

ЦитироватьСмотрите, джентльмены:
Вам захотелесь сделать многоразовую первую ступень, которая будет разгонять вторую примерно до 4-х км/с. Варианты:
1. Гиперзвуковой самолёт, который будет взлетать по самолётному с аэродрома, разгоняться до 12М в атмосфере, отделять 2-ю ступень, тормозить и садиться.
2. Ракетная ступень по типу "летающее тело" как Х-33, которая будет вертикально взлетать по-ракетному на ЖРД, разгоняться до 4-х км/с в вакууме, отделять 2-ю ступень, входить в атмосферу, тормозиться и садиться.
 Прикиньте что будет проще/дешевле?

 Упаси боже, Старый, это Streamflow "так хочет".

 У меня другая схема - ракетный старт с самолёта, сперва с дозвукового - "прибыль" в виде эдак 1000-1500 м/с гравитационных потерь.
 Потом старт с "обычного" гиперзвукового самолёта со скорости где-то 1200 м/с.
 Потом первая ступень ракетной части заменяется на ступень с ГПВРД до тех же 4 км/с.

 Всё последовательно.

ЦитироватьСтримфлов, я наверно тупой. :( Ничего не понимаю. :( Пока я здесь зацитируйте одним предложением, чем авиационная ступень проще/дешевле ракетной?

 Старый, я приводил вам данные по стоимостям самолётов и ракет - на единицу сухой массы они близки.
 При этом самолёты очень многоразовые, ракеты пока нет.

 Далее, берём ваш "ракетный X-33" и ставим на него ВРД, можно это сделать?
 Сухая масса увеличится на массу ВРД, грубо так - на 10%, пусть даже на 20%.
 При этом вы можете выкинуть ВЕСЬ окислитель первой ступени...

ЦитироватьУпаси боже, Старый, это Streamflow "так хочет".

Видите ли, то что предлагает Стримфлов это практически наилучший вариант использования воздуха. Все другие варианты еще хуже.

Цитировать"После Рутана" вы совсем не смотритесь, Streamflow, особенно ваши рассуждения о стоимости.

А что там "у Рутана" произошло? А, набрали 3% от энергии на низкой орбите...Супер! Все, теперь можно лететь к звездам в нанозвездолете :)
И причем здесь рассуждения о стоимости? Ведь все, что высказано Вами - бесценно :D

ЦитироватьСтримфлов, я наверно тупой. :( Ничего не понимаю. :( Пока я здесь зацитируйте одним предложением, чем авиационная ступень проще/дешевле ракетной?

Одним словом: размером.

ЦитироватьСтарый, я приводил вам данные по стоимостям самолётов и ракет - на единицу сухой массы они близки.
 При этом самолёты очень многоразовые, ракеты пока нет.

А где вы нашли данные по стоимости самолётов летающих со скоростью 12М? ;)

ЦитироватьДалее, берём ваш "ракетный X-33" и ставим на него ВРД, можно это сделать?

 Можно. Но он не взлетит так как у него нет крыльев.

ЦитироватьСухая масса увеличится на массу ВРД, грубо так - на 10%, пусть даже на 20%.

 А сколько весит ВРД работающий в диапазоне скоростей 0-12М? ;)

ЦитироватьПри этом вы можете выкинуть ВЕСЬ окислитель первой ступени...

 Вот это бесспорно. Авиационная ступень будет легче в несколько раз. Но не проще/дншевле.

Цитировать

ЦитироватьУпаси боже, Старый, это Streamflow "так хочет".

Видите ли, то что предлагает Стримфлов это практически наилучший вариант использования воздуха. Все другие варианты еще хуже.

 Вы уверены? А я не очень уверен в целесообразности разгонять ТРД и прочую конструкцию первой ступени до 4 км/с.

Цитировать

Цитировать"После Рутана" вы совсем не смотритесь, Streamflow, особенно ваши рассуждения о стоимости.

А что там "у Рутана" произошло? А, набрали 3% от энергии на низкой орбите...Супер! Все, теперь можно лететь к звездам в нанозвездолете :)
И причем здесь рассуждения о стоимости? Ведь все, что высказано Вами - бесценно :D

 Они сделали двухступенчатый воздушный старт и суборбитальный самолёт за 20-30 миллионов при численности персонала эдак 100 человек.

 Кстати, "вопрос по существу" - а никто не развивал детонационный двигатель вроде двигателя Фау-1?

ЦитироватьОдним словом: размером.

Нет. Размер будет определяться объёмом водорода, а его в авиационной ступени потребуется больше. К тому же необходимость иметь гиперзвуковую аэродинамическую форму при большем объёме баков приведёт к тому, что авиационная ступень будет иметь значительно большие геометрические размеры, чем ракетная.

ЦитироватьВидите ли, то что предлагает Стримфлов это практически наилучший вариант использования воздуха. Все другие варианты еще хуже.

"Нам говорят, что русским...еще хуже, - успокоил друзей Мухамед".
"Комсомольская правда" :D

ЦитироватьА где вы нашли данные по стоимости самолётов летающих со скоростью 12М? ;)

 Можно. Но он не взлетит так как у него нет крыльев.

 А сколько весит ВРД работающий в диапазоне скоростей 0-12М? ;)

 Старый, а с какой стати "самолёт до 12М" будет существенно дороже?
 Вы Прочитали Статью Streamflow-а?

 Нет крыльев? Прям круглый как ракета? Или эдакое "несущее тело" как X-33?

 Мне не нужен ВРД в таком дипазоне, мне нужно Два разных двигателя.

ЦитироватьОни сделали двухступенчатый воздушный старт и суборбитальный самолёт за 20-30 миллионов при численности персонала эдак 100 человек.

Действительно, супер! Но, суборбитальный - на 3% :D

И все-таки, причем здесь мои рассуждения о стоимости?

ЦитироватьКстати, "вопрос по существу" - а никто не развивал детонационный двигатель вроде двигателя Фау-1?

Челомей развивал :D Только это был пульсирующий двигатель.

Цитировать...А зачем "столько двигателей" - сделать двигатели тонн на 100, дозвуковые на 50 уже есть.

Взять для первой ступени 3, скажем 100 тонных по тяге ВРД, а посередь - 1 мощный ЖРД поставить, для рывка.
На том же топливе.
И небольшой бачок кислорода для него добавить

Всё равно эффективный УИ будет повыше...

И сажать на парашюте...

Цитировать

ЦитироватьОдним словом: размером.

Нет. Размер будет определяться объёмом водорода, а его в авиационной ступени потребуется больше. К тому же необходимость иметь гиперзвуковую аэродинамическую форму при большем объёме баков приведёт к тому, что авиационная ступень будет иметь значительно большие геометрические размеры, чем ракетная.

 Старый, вы исходите из тех же "идей Streamflow-а", у него почему-то тяговооруженность маленькая у его аппрата. (На самом деле понятно почему).

 Я назвал вам массу ВРД 10% для эдакого "обычного ПВРД" это тяговооруженность 1, так что не нужно будет высокое качество.

 И, простите, у ВАШЕГО аппарата, что Cx = 0 вообще?

 Кстати, что касается массового совершенства - у той же Фау-1 оно было эдак 25% со всякими крыльями, однако.
 Разумеется, с тех пор "всё стало тяжелее".

Цитировать

ЦитироватьОдним словом: размером.

Нет. Размер будет определяться объёмом водорода, а его в авиационной ступени потребуется больше. К тому же необходимость иметь гиперзвуковую аэродинамическую форму при большем объёме баков приведёт к тому, что авиационная ступень будет иметь значительно большие геометрические размеры, чем ракетная.

Это Ваше заднее слово?

Цитировать

ЦитироватьОни сделали двухступенчатый воздушный старт и суборбитальный самолёт за 20-30 миллионов при численности персонала эдак 100 человек.

Действительно, супер! Но, суборбитальный - на 3% :D

И все-таки, причем здесь мои рассуждения о стоимости?

ЦитироватьКстати, "вопрос по существу" - а никто не развивал детонационный двигатель вроде двигателя Фау-1?

Челомей развивал :D Только это был пульсирующий двигатель.

 Ну кораблик сам вполне суборбитальный, нет теплозащиты для возвращения с орбиты, да, но это решаемо.

 О стоимости - вы опирались на оценку Рендкорпорейшн, так вот, думаю эту "оценку стоимости" делали эдак человек 100-200, а может и гораздо больше.
 Им бы что пополезнее делать.

 Сравним, также, с "Ужасами", которые начинаются в том случае, когда надо сделать дополнительный КК Союз... :)

 А этот пульсатор работает на больших скоростях эдак до 4-6 М?
 Вы давали в своё время ссылку на сайт ONERA, где упоминался PDE, "я ничего не понял, но мне Нравился" - УИ самый высокий и стабильный.

ЦитироватьСтарый, а с какой стати "самолёт до 12М" будет существенно дороже?
 Вы Прочитали Статью Streamflow-а?

А те кто делают самолёты её читали? Как там у Стримфлова в оценках фирмы (забыл название) стоимость зависит от скорости? Значит если самолёт с 0.8М стОит как ракета, то сколько будет стоить самолёт с 12М? ;)

ЦитироватьИли эдакое "несущее тело" как X-33?

Ну наконец то! Я ж вроде это там же прямо и сказал.

ЦитироватьМне не нужен ВРД в таком дипазоне, мне нужно Два разных двигателя.

Два будут дороже чем один. И главное - тяжелее. Не забудьте для них воздухозаборники и мотогондолу. А потребуется вам вобщето три. Или применить синерджет. Почём нынче синерджеты?

ЦитироватьЭто Ваше заднее слово?

В каком смысле?

Старый, стоимость зависит только от численности предприятия и аппетита подрядчика.
 Есть предприятия, например банки, они Вообще Ничего Не Производят кроме операций с деньгами.
 Так будьте уверены, если там 1000 человек, то и содержание такого предприятия будет недёшево.

 Если ВРД имеет тягу равную массе - вполне годится и качество 3, скажем.
 И с чего это вы взяли, Старый, что крылья какие-то "тяжелые"?

 Старый, зачем синержет, я в синержет не верю, не говорю что его не бывает, но не верю как в ТРД.
 Криогенный ТРД может работать до 6М, а потом ГПВРД.
 Если мы связались с ГПВРД, то и ТРД можно делать криогенный - единое топливо. И УИ такого ТРД будет эдак от 70 до 30 км/с в этом диапазоне скоростей.

 Надо "ехать тёмным лесом", жаль.
 Вы видели, Старый, сообщение на Авиабазе? Ан-225 перевёз 247 тонн из Праги в Ташкент.
 "Блаженны не видевшие, но поверившие."

ЦитироватьНу кораблик сам вполне суборбитальный, нет теплозащиты для возвращения с орбиты, да, но это решаемо.

Ну да, и еще надо на полтора порядка увеличить располагаемую энергию. Всего ничего.

ЦитироватьО стоимости - вы опирались на оценку Рендкорпорейшн, так вот, думаю эту "оценку стоимости" делали эдак человек 100-200, а может и гораздо больше.  Им бы что пополезнее делать.

1. Не опирался, а только отталкивался :D
2. Там, наверное, двухсот человек вообще во всем Рэнде никогда не было.

ЦитироватьСравним, также, с "Ужасами", которые начинаются в том случае, когда надо сделать дополнительный КК Союз... :)

Действительно смешно.

ЦитироватьА этот пульсатор работает на больших скоростях эдак до 4-6 М?

Пульсирующий - нет, а детонационный - возможно, да. Но, пока, насколько я знаю, он вообще нигде не работает.

У меня сосед снизу в МАИ работает над детонационным двигателем. Дисертацию пишет. Фигня это всё.

Ну и что особенного - "энергию увеличить" - воздушный старт с разгонной ракетой сделать и только.
 Ракета садится "как пожелаете" или на парашютах или с теми же крыльями.
 Главное - пробита "психологическая дыра" - оказывается Сейчас эдакий X-15 может сделать "Простой Умный Вася", а не громадный военно-космический агрегат.

 В Ренд нет 200 человек? - "Не верю!" - 200 человек это штат не слишком большого магазина.

Бродяга, почему вы это корыто называете "суборбитальным"? Там орбита и рядом не стояла.

ЦитироватьУ меня сосед снизу в МАИ работает над детонационным двигателем. Дисертацию пишет. Фигня это всё.

 Старый, а я вот тоже сейчас "работаю в МАИ", в некотором смысле. :P

 Так сразу и "фигня", а как звать соседа? :)

 Всё, уехал. Жаль бросать вас Господа, но Дело. :)

ЦитироватьБродяга, почему вы это корыто называете "суборбитальным"? Там орбита и рядом не стояла.

 Кроме тепла оно вполне суборбитальное. (Напоследок) :)

Цитировать

ЦитироватьЭто Ваше заднее слово?

В каком смысле?

В том смысле, что за предпоследнее десятилетие XX века на тему двухступенчатых ракетных многоразовых носителей была написана уйма отчетов, часть из которых доходила и до меня. И нигде там не было того, на что Вы рассчитываете. Когда-то в определенных кругах это было настолько известно, что в статье мне хватило только одного абзаца на эту тему:
"Ячейка 12 морфологической матрицы соответствует двухступенчатым ракетным аппаратам (TSTO). В отличие от одноразовых носителей, когда разделение аппарата на две ступени дает значительное увеличение полезной нагрузки, такой подход к многоразовым ракетным аппаратам, которые должны возвращаться в точку старта, малоэффективен. При этом первая ступень обязательно должна быть крылатой и обладать достаточно высоким аэродинамическим качеством для того, чтобы совершить маневр разворота и обратного полета. Это вызывает, как указано выше, значительное увеличение относительной массы ее конструкции, которая возрастает также и вследствие уменьшения размера ступеней. Поэтому оценки величин mp для полностью многоразовых двухступенчатых ракетных носителей приводят практически к таким же их значениям, как для одноступенчатых, в то время как сложность системы, а значит и стоимость ее эксплуатации существенно возрастают. Отметим, что на упомянутом выше конкурсе проектов многоразовых ракетных носителей [15], аппараты класса TSTO вообще не были представлены. Следовательно, концепция 12 (TSTO) потенциально уступает концепции 11 (SSTO) и может быть исключена из дальнейшего рассмотрения [16,17]." - http://www.synerjetics.ru/article/art1997.htm

И никто из рецензентов журнала Aerospace Science and Technologies и слова не сказал.

ЦитироватьКриогенный ТРД может работать до 6М, а потом ГПВРД.

Не может, пока в камере сгорания перед турбиной не будет что-то вроде стехиометрии. А это - фантастика. И абстрактно "может работать" - это конкретно не значит "вытянет носитель".

ЦитироватьВ Ренд нет 200 человек? - "Не верю!" - 200 человек это штат не слишком большого магазина.

Я, собственно, уже не помню, как там в Рэнде :) Однако, это явно не магазин.

Поток, ну вы ж сами ратовали за синерджет! А это морфологически вполне себе ТРД ;-)

ЦитироватьТак сразу и "фигня", а как звать соседа? :)

Не скажу!  :P Вдруг он не рад будет? На военной кафедре он.

ЦитироватьИ никто из рецензентов журнала Aerospace Science and Technologies и слова не сказал.

Дык они ж серъёзные люди, чего им с ерундой то возиться? ;) Это о каком конкурсе, кстати, речь вобще? Конкурс фантастических прожектов? А чего это они высказались в пользу одноступенчатых а не в пользу авиакосмических двухступенчатых? ;)
 Так суть в чём: вы согласны что у ракетной ступени перед авиационной одни плюсы, единственный минус - как ей долететь обратно домой?

ЦитироватьПоток, ну вы ж сами ратовали за синерджет! А это морфологически вполне себе ТРД ;-)

На этом уровне и лягушка - морфологически вполне себе человек.

Цитировать

ЦитироватьИ никто из рецензентов журнала Aerospace Science and Technologies и слова не сказал.

1. Дык они ж серъёзные люди, чего им с ерундой то возиться? ;)
2. Это о каком конкурсе, кстати, речь вобще? Конкурс фантастических прожектов? А чего это они высказались в пользу одноступенчатых а не в пользу авиакосмических двухступенчатых? ;)
3. Так суть в чём: вы согласны что у ракетной ступени перед авиационной одни плюсы, единственный минус - как ей долететь обратно домой?

1. Ну-ну.
2. Там есть ссылка. Насколько я помню - многоразовый носитель для МО США за вполне реальные деньги. А кроме того, там есть и другие ссылки.
3. Нет.

ЦитироватьУ меня сосед снизу в МАИ работает над детонационным двигателем. Дисертацию пишет. Фигня это всё.

Старый, ваша профессиональная подготовка не позволяет вам верно оценить данное устройство, об конструкции которого вы имеете смутное представление. Вы уже не раз попадали в просак с вашими заявлениями, может повториться снова. МАИ учебный институт, я сам заканчивал его. И ресурсы у них невелеки. При этом там люди отслеживают происходящее по личным связям. Просто серьезные работы по этой теме закрыты.
ing

Да, "маленькое" дополнение.

 Самолёты, благодаря "крылатости" могут летать при одинаковой плотности атмосферы с гораздо большей скоростью, чем космические ракеты у которых крыльев нет.
 Они или вообще устойчивы или крылья дают возможность иметь хорошую систему управления.

 Потому крылатой первой ступени не надо взлетать вертикально, она может и горизонтально сразу разгоняться, достаточно медленно набирая высоту.

Бродяга>>
Ну да, у ТРД отношение тяги к весу 5-7, у ПВРД 10-20, у РД 50-100.
У ГПВРД следует ожидать тоже где-то 10-15.

Криогенный ТРД может работать до 6М, а потом ГПВРД.
Если мы связались с ГПВРД, то и ТРД можно делать криогенный - единое топливо. И УИ такого ТРД будет эдак от 70 до 30 км/с в этом диапазоне скоростей.


Криогенный ТРД может работать до 6М... => примем 1,5 км/с на выходе
И УИ такого ТРД будет эдак от 70 до 30 км/с... => "примем по-среднему" 40 км/с
==================

Пусть ПН = 1 условная тонна, ракетная часть = 3 т

потребная максимальная тяга ПВРД  F = (x + 3)*1,5 , где x - начальная масса ГПВРД ступени

пусть F/10  - это как раз масса конструкции ступени, не менее (т.к. больше 1/20), = x*0,15 +0,45

Потребная ХС - где-то 2,5 - 3 км/с

при x = 1 имеем ХС 4,2 км/c при соблюдении условия "тяга - не более 10 масс"

Итак,

1 - ПН
2 - ракета
1 - ГПВРД

значит, ПН для ТВРД = 4

То же условие на тягу, F = (x + 4)*1,5,
масса конструкции ступени F/5, тот же УИ

при x = 1, ХС = 2 км/с (скажем) полная масса = 5, масса конструкции, не менее, 7,5/5 - не проходит

x = 3, полная масса - 7, масса конструкции ступени, не менее, 7*1,5/5 = 2,1 , топлива тогда 0,9

ХС = 5,59 км/с - аж даже и вот так!

Возьмем x = 2,5. Полная масса тогда 6,5, масса ТВРД-ступени 6,5*1,5/5 = 1,95 , топлива 0,55

ХС тогда всё равно 4,174 км/с

Ну чтож, придётся считать при x = 2
Полная масса 6, ТВРД 6*1,5/5 = 1,8 , топлива 0,2 , ХС = 1,569 км/с - вроде, то

==================

Итак,

1 - ПН
2 - ракета
1 - ГПВРД
 ----- 0,6 - конструкция,
 ----- 0,4 - топливо,
 ----- ХС = 4,2 (надо 3, остальное - запас для массы конструкции, скажем)
 ----- тяга 4*1,5 = 6 = 10 * 0,6
2 - ТВРД
 ----- конструкция 1,8
 ----- топливо 0,2
 ----- ХС 1,569
 ----- тяга 6*1,5 = 9 = 1,8 * 5

Вроде, соблюдены условия?

Если у нас 1 "условная тонна" у нас = 10 фактических,
То получится, что полная стартовая масса = 60 тонн.

Если 100, то 600 - всё ещё меньше "Протона".

Масса 1-ой ступени в первом случае 20, во втором - 200 тонн.

В первом случае стартовая тяга обеспечивается пятеркой серийных ВРД?

Во втором, лучше, наверное, иметь гибридную первую ступень, с мощными ЖРД, дополняющими ТВРД на первой ступени в оптимальном сочетании.
Учитывая, что для ВРД у нас топлива в ступени - тьфу, как в автобусе, можно, наверное, заметно соптимизировать схему.

===============

Под "Клипер" стартовая масса будет 90 тонн

===============

Где ошибка?

===============

Пусть первая ступень имеет небольшие крылышки исключительно для отработки маневра поворота после разделения
Ну, и для сохранения ориентированного полета вообще.

Тогда она может идти назад, к месту старта на неплохой начальной скорости, и посадка на парапланере может быть относительно близко к старту (?)

Да! Можно же оставить чуть-чуть горючего, для сохранения минимальной тяги на обратную дорогу.

=============================

Ну всё равно, ГПВРД пока есть величина абстрактная  :mrgreen:

===========

PS. А ракетную часть (та, которая 2 усл.тонны) тоже можно сделать возвращаемой, пускай садится на первом витке, как Гагарин  :mrgreen:

Чтобы расставить все точки над Ё:

Аэрокосмическая ракета - ракета, включающая ракетные блоки, содержащие воздушнореактивный двигатель или двигатели, обеспечивающие существенное повышение удельного импульса за счет использования в качестве окислителя атмосферного кислорода, отличающиеся превышением суммарной тяги над весом ракеты, обеспечивающим возможность ракетного (вертикального) старта без использования аэродинамической подъемной силы.

Кольцеобразный аэрокосмический ракетный блок - выполненный в форме кольца ракетный блок отличающийся периферийным расположением ракетных двигателей и наличием сквозного канала или отверстия в центре конструкции блока, обеспечивающего возможность параллельной работы двигателей двух (первой и второй) ступеней аэрокосмической ракеты и их разделение за счет разностей суммарной тяги этих ступеней.

А что, может и патентная перспектива есть ;)
"Ну что, урки, с кем на двоих?" (с) понедельник начинается в субботу
В смысле - кто возьмет на себя риски, оформление и оплату патентных издержек - имеет половину прав  :wink:  :mrgreen:

PS."Ох уж эти тимуровцы! Всё-то им расскажи, всё-то покажи..." (С) Бабка, на сообщение доктора: да ты, блин, залетела, старая :mrgreen:

Цитировать...кто возьмет на себя риски, оформление и оплату патентных издержек - имеет половину прав  :wink:  :mrgreen: ...

А что?
Я лично, не уверен на все 100%, что нет патентной перспективы :P
Может, конечно, потому что не специалист
Но на такие вопросы сразу и не всякий специалист ответит - на то он и существует, патентный поиск

Так что, повторяю предложение
В частности - как юридическое лицо юридическому лицу  :wink: , - редакции НК.

Вот получим пАтент, будете среди других реклам собственные права рекламировать :mrgreen:
Будет у журнала - ракета собственной конструкции :roll:
Поди плохо?

PS.
А то гляди, ещё и прибылЯ пойдут :mrgreen:

Ну что, пионЭры-тимуровцы, развели лоха?
Дата подачи заявки - 12.10.2004 (сегодня, тоесть. Или вчера уже, точнее).
(С) Зомби.
Заявки, поданные другим числом поданы другими лицами.
Если только такие придурки нашлись или найдутся :roll:
...

Ладно-ладно... вот встречу я когда-нибудь Бродягу со Старым, или Streamflow с RDA...
поздней ноченькой в пустынной тёмной аллее...
на чЬЁрной-чЬЁрной улице...  Вязов... :evil:  :mrgreen:
узнают тады, что такое злое голодное Зомби :mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

Ладно, хрен с ним...
Бешенной собаке - семь верст не крюк, 50 баксов не деньги... :?

Подождем-узнаем, что ведомство на это скажет

<<Надеюсь, что поступил правильно>> (C)...

PS.
Претензии принимаются

PPS.
Но не рассматриваются :mrgreen:

PPPS.
Тьфу на ево...

:shock:  :?
Ню-ню...

Цитировать...Бродягу со Старым, или Streamflow с RDA...

В форме презрения и угроз выражена на самом деле благодарность за многочисленные формулировки, выработанные в процессе обсуждения темы "Крылья, ноги и хвосты" и близких по тематике, позволившие быстро оформить заявку.

А также, особо - Streamflow с RDA, - за ...э... комиссарскую (идеологическую) работу ;)

А также и иным участникам форума, ряды коих многочисленны

PS.

Цитировать...что такое злое голодное Зомби

"Ой! У него слюна с клыка капает! О-о-ой!" (С) к/ф "Полосатый рейс"

 :mrgreen:

Цитировать:shock:  :?
Ню-ню...

Сами знаем... :roll:  :mrgreen:

Вообще, тема ВРД на первой ступени РН многократно обсуждалась в RU.Space

Цитироватьа, "маленькое" дополнение.

 Самолёты, благодаря "крылатости" могут летать при одинаковой плотности атмосферы с гораздо большей скоростью, чем космические ракеты у которых крыльев нет.

Бродяга, вдумайтесь, что вы сейчас сказали. "Самолёты, благодаря дополнительному аэродинамическому сопротивлению, создаваемому крыльями, могут летать с большей скоростью, чем космические ракеты, у которых этих потерь нет".

ЦитироватьОни или вообще устойчивы или крылья дают возможность иметь хорошую систему управления.

Самолёт, устойчивый на дозвуке, неустойчив на трансзвуке и на сверхзвуке.

Самолёт, устойчивый на сверхзвуке, имеет слишком большую посадочную скорость.

А систему управления и на ракету можно поставить какую угодно. В том числе, и с аэродинамическими поверхностями. Вот только это быстро становится невыгодно. На Р-2 стабилизаторы и воздушные рули ещё играли существенную роль. На Р-5 их уже не было - они больше мешали, чем помогали.

ЦитироватьПотому крылатой первой ступени не надо взлетать вертикально, она может и горизонтально сразу разгоняться, достаточно медленно набирая высоту.

Нет, не может. Даже у боевых самолётов максимальная скорость у земли много меньше, чем на высоте.
Я согласен, что при применении воздушно-реактивных двигателей на таких аппаратах их траектория будет отличаться от той, какую демонстрируют ракеты с ЖРД, но это сложная оптимизационная задача.

Наша любимая Р-7 набирает высоту быстро не оттого, что система управления не может обеспечить ей устойчивость при высокой скорости, а потому, что разделение первой и второй ступеней будет происходить без соударения лишь до некоторого значения скоростного напора. Кстати, пересмотр этого значения в сторону увеличения позволил добавить ракете 150 кг грузоподъемности

ЦитироватьУ меня сосед снизу в МАИ работает над детонационным двигателем. Дисертацию пишет. Фигня это всё.

Ты хоть знаешь что это такое то - детонационный двигатель ?

Не знаю как Старый, а я -не знаю, и с удовольствием бы послушал умных людей на эту тему. Если серьезно, то почему детонационный двигатель будет давать какой-то выигрыш? Количество выделяемой энергии при горении топлива - все равно одно и тоже...

ЦитироватьНе знаю как Старый, а я -не знаю, и с удовольствием бы послушал умных людей на эту тему. Если серьезно, то почему детонационный двигатель будет давать какой-то выигрыш? Количество выделяемой энергии при горении топлива - все равно одно и тоже...

Все очень просто.
Энергия выделяется при горении одна и та же, но вот какая часть этой энергии  превратится в механическую работу зависит от условий в которых находится рабочее тело.  Количественно это описывается термическим КПД. Чем выше этот КПД тем большая часть запасенной в топливе химической энергии преобразуется в механическую энергию выбрасываемых из проточного тракта двигателя газов.  Если вы изучали термодинамику то наверняка знаете что термический КПД цикла Брайтона (подвод тепла при постоянном давлении ) ниже чем при изохорном горении ( при постоянном обьеме ). Так и с детонационным горением  - его термический КПД выше чем цикла с постоянным давлением (по этому циклу работают современные ВРД и ЖРД) и следовательно аппарат оснащенный таким двигателем будет более экономичным.

ЦитироватьУ меня сосед снизу в МАИ работает над детонационным двигателем. Дисертацию пишет. Фигня это всё.

Так, Старый... "Сосед", "снизу", "в МАИ" или где? Или кто вы? Или где вы?
Ваше географическое положение становится совершенно неопределенным...

ЦитироватьВаше географическое положение становится совершенно неопределенным...

5-й этаж.

Цитировать

ЦитироватьВаше географическое положение становится совершенно неопределенным...

5-й этаж.

Ну, так бы и сказали: на пятом этаже ваша в/ч, в которой вы имеете честь служить, этажом ниже - МАИ имени, насколько я помню, Серго Орджоникидзе, этажом выше, очевидно, физтех. Вы частенько встречаетесь с соседями на лестничной клетке, оттого и такой начитанный :)

Нееее.... На пятом этаже я живу. А служу я в другом месте. А сосед живёт на четвёртом. А работает совсем в другом месте. А есть ещё кореша. Те ваааще!

ЦитироватьНа пятом этаже я живу.

О, да мы с вами коллеги... по этажности. :)

ЦитироватьАбстрактно, конечно.
В частности, отвлекаясь от нужности-ненужности-стоимости-никто-денег-не-даст... и т.п.

(1) Стартовая ступень на ВРД с вертикальным взлетом, без всяких хвостов-крыльев, со спуском на парапланере, посадкой на салазки
 
(2) Разгонная ступень на ГПВРД широкого диапазона рабочих высот/скоростей
С ма-а-аленькими такими крылышками для управляемой посадки

(3) Собственно ракета (ЖРД) - одно-двухступенчатый блок довыведения - орбитального маневра
Вероятно, одноразовый.

(1) Раз ВРД - взлет может и должен быть только горизонтальным.

(2) ГПВРД при M < 5 неработоспособен, при M > 15 его ЭФФЕКТИВНЫЙ удельный импульс не слишком превышает удельный импульс водородно-кислородного РД (для которого на этом режиме эффективный импульс практически равен номинальному) и далее еще быстро падает по скорости (вместе с тягой). При M > 12 становятся очень сложны проблемы охлаждения. Так что диапазон эффективно работы ГПВРД по числам M – около 6 – 7.

(3) Комбинация много- и одноразовых ступеней - верный путь к высокой стоимости выведения. 3 - 4 ступени - слишком много.

(1) Вертикально стартующая ступень на ВРД намного проще
В ней, в сущности, ничего нет
Одна система управления ;)
Никакой аэродинамики - ничего

(2) Собственно, для меня наиболее интересен вопрос о рабочих диапазонах разных ВРД (я же не специалист)
Ведь есть "простой прямоточник", не ГПВРД
С какого М он начинается и каким заканчивается?
Есть, скажем, сверхзвуковые истребители, довольно тяжелые
Значит, их двигатели обеспечивают как старт (достаточно мощные), так и сверхзвуковой полет
Можно ли близким аналогом существующего двигателя доразогнаться до начала работы ПВРД?
(Я просто не в курсе. Но раз такой двигатель (ПВРД) существует, он же где-то когда-то летал?)

(3) Многоступенчатая схема компенсирует отсутствие единого двигателя, пригодного на всех режимах
Дороговизна - понятие относительное
Если система многоразовая и может эксплуатироваться достаточно долго, то такие ракеты могут строится в малом количестве, единичными экземплярами, это может покрыть большую стоимость постройки
Хотя, опять-таки, непонятно, где вы видите источник такой уж дороговизны?

(4) Конечно, у АКС могут быть свои плюсы в сравнение с АКР
Но что можно точно сказать - АКС нет и когда (и если) будет - неизвестно, боюсь, что не одно недостаточное финансирование тут причина, наверное есть и чисто технические сложности?
А АКР - в той или иной конфигурации, - может быть просто и непосредственно "сделана", прямо сейчас, на базе существующих двигателей (лучше, конечно, с соответствующими модификациями)

Это было я

Cпутник давно вышел на орбиту, а ступени все заходили и заходили на посадку.

:mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

На самом деле - не так уж и много
Ну - десяток, полтора :mrgreen:

Реально, вся проблема во второй ступени ("разгонной"), первая, вроде как понятная
Нужно, чтобы первая дотянула до диапазона включения двигателей второй
ПВРД, я не знаю, используются ли сейчас систематически?
В любом случае, работа над АКР создаст поле для совершенствования ВРД в нужном направлении

Вот такая мысль пришла, возможно -идиотская: можно к "стандартному" мощному ТВРД первой ступени просто сделать дополнительный прямоточный воздухозаборник, который будет включаться на соответствующей скорости

Потом, когда двигатели первой ступени уже глохнут (теряют мощность), если двигатели второй уже могут работать, хотя бы и с недобором мощности, они могли бы работать одновременно и продолжать разгон?

Если бы удалось на двух ступенях подойти к 2-3 км/с, то третья как вариант могла бы быть уже чем-то вполне шатлобуранообразным, и все было бы полностью reusability
Поди плохо? :wink:

11.12.2004
Имеет место уведомление о положительном результате формальной экспертизы

to Streamflow:

Посмотрите, пожалуйста, личное сообщение

PPS.

Цитировать... третья как вариант могла бы быть уже чем-то вполне шатлобуранообразным...

Или, если выражаться строгими техническими терминами - спираловидный шаттлобураноид ;)  :mrgreen:

Первый обмен мнениями с экспертизой по существу

ЦитироватьПервый обмен мнениями с экспертизой по существу

Нет. Судя по дате - последний...  :(

Семерка с ВРД
Санки Eugene A. Petroff c ru.space
Гугл рулит.

Цитировать

ЦитироватьПервый обмен мнениями с экспертизой по существу

Нет. Судя по дате - последний...  :(

Это у них такие темпы
Что не последний - уже факт с точностью до вероятности моего доживания до этого момента :mrgreen:

ЦитироватьСемерка с ВРД
Санки Eugene A. Petroff c ru.space
Гугл рулит.

Я искал в своё время подробности
Но, видимо, не проникся понятием о том, что такое FIDO?
Мобыть вы конкретизируете?
А то по гуглу чё-то ничего вразумительного не выскакиевает

Искать нужно в группах

Это все перспективно, но нереально из-за сроков и больших вложений в испытания, но в зависимости от конструкции двигателя легко потерять преимущества. У меня есть перспективная конструкция, но надежд на реализацию нет из-за времени

ЦитироватьЭто все перспективно, но нереально из-за сроков и больших вложений в испытания, но в зависимости от конструкции двигателя легко потерять преимущества. У меня есть перспективная конструкция, но надежд на реализацию нет из-за времени

Насчет нереальности по срокам и больших капвложений - старт для Ангары строится до сих пор. 10 лет с принятия решения об Ангаре прошло.
ВРД на первой ступени, благодаря огромному УИ и менее агрессивному выхлопу, позволяет сделать сильно упрощенный старт, вплоть до чистого поля и забетонированной площадки.
И первая ступень на ВРД может нести часть стартовых конструкций

ЦитироватьВРД на первой ступени, благодаря огромному УИ и менее агрессивному выхлопу, позволяет сделать сильно упрощенный старт, вплоть до чистого поля и забетонированной площадки.
И первая ступень на ВРД может нести часть стартовых конструкций

У ВРД при вертикальном взлёте слишком короткое время действия. Не окупается усложнение.
Вот делать самолётную ступень с горизонтальным стартом - там они всё равно есть, почему не воспльзоваться.

А стартовый стол.... Ну нравится ракетчикам с бетонного стола стартовать :)
А можно и железную раму сделать. И даже мобильную - типа телеги для Энергии.

ЦитироватьУ ВРД при вертикальном взлёте слишком короткое время действия. Не окупается усложнение.

Вот это вот интересное замечание
Что - "не окупается"?
Почему?
Достигается определенная цель - запуск системы многоразовой первой ступенью
Ресурс этой ступени - несопоставим ни с какими "чисто космическими" системами, он самолетный, ресурс-то
То есть, по существюущей интенсивности пусков - практически "вечный", может только "морально устареть"
Чего надоть-то?
Чем ваша милость недовольна?

ЦитироватьВот делать самолётную ступень с горизонтальным стартом - там они всё равно есть, почему не воспльзоваться.

Несопоставимые сложности при конструировании "реального АКС", непреодолимые ограничения по параметрам при использовании существующих самолетов в качестве базы для "воздушного старта"

ЦитироватьА стартовый стол.... Ну нравится ракетчикам с бетонного стола стартовать :)
А можно и железную раму сделать. И даже мобильную - типа телеги для Энергии.

Причем тут "нравится" или "не нравится"?
Решается определенная задача, схема типа "АКР" содержит конкретное решение этой задачи, со своими достоинствами и недостатками
(По сути - одни недостатки :wink:  :mrgreen: , кроме одного: она практически реализуема, в отличие от АКС, который уже тыщщу лет существует только на бумаге)

В любом случае сделать ракету и сделать воздушно реактивную ракету не сопоставимо по сложности, тем более что нет хороших гиперскоростных воздушных двигателей, а если их и сделать, то стоить они будут гораздо дороже простых ракетных двигателей...

Давайте лучше делать ракетоплан, его гораздо проще сделать, и выйдет существенно дешевле чем для ракеты... Ну что есть желающие строить частным образом, или совместно?...

1. ВКС с первой самолетной ступенью - что-то типа Мрии и МАКСа.
Большая система, которая тянет до 250 тонн на скорость <1М. Разделение должно происходить отнюдь не в невесомости, со спины вверх. Достигаемые параметры - сильно ниже первых ступеней (бустеров) обычных ракет. Нет самолета - нет проблем.
Вот если бы был двухфюзеляжный Геракл со сбрасываемым контейнером до 600 тонн - это другое дело. Но его нет.
2. ВКС с первой сверхзвуковой ступенью.
Для Ту-160 это сбрасываемая ракета на несколько тонн. Мало. Скорость <3М.
Подвешиваемая снизу ракета - это кошмар аэродинамики.
Ракета на спине - см. Мрия и МАКС, только для сверхзвука. Разделение в атмосфере, при почти максимальном ветровом напоре. Мрак.
Опять же достигаемые параметры ниже первых ступеней ракет.
3. ВКС с первой гиперзвуковой ступенью.
ГПВРД - пока не бывает.
Но в принципе можно поставить ракетный двигатель. Будет типа ракетоплан. Все зависит от того, на какую максимальную скорость разделения ориентироваться. До 5М - опять же ракетным бустерам не конкурент. После 5М - смотря как расположен вектор. По-самолетному - перегрев в атмосфере да и смысла нет. По-ракетному - это выпрыгивать за атмосферу, бросать ракету и обратно. Все равно энергию гасить надо - это нагрев.
Альтернатива - Байкал.

Крылья, ноги, хвосты - не нужны.

ВРД-бустеры.
Много, большая сложность конструкции (имеется в виду вместе с двигателем). Эффективность где-то на уровне ВКС со сверхзвуком, только без крыльев.
Но нутром чую, сделать такой бустер сильно дешевле, чем специализированный самолет, который смог бы на сверхзвуке сбрасывать сопоставимую по весу ракету.
Только надо ли?

Если бы существовал гиперзвуковой двигатель, то расклад бы поменялся в корне.
Бустер мог бы нести вместе ТРД и ГПВРД. И отпускать ракету где нужно. Но...

ЦитироватьВРД-бустеры.
Много, большая сложность конструкции (имеется в виду вместе с двигателем). Эффективность где-то на уровне ВКС со сверхзвуком, только без крыльев.
Но нутром чую, сделать такой бустер сильно дешевле, чем специализированный самолет, который смог бы на сверхзвуке сбрасывать сопоставимую по весу ракету.
Только надо ли?

Если бы существовал гиперзвуковой двигатель, то расклад бы поменялся в корне.
Бустер мог бы нести вместе ТРД и ГПВРД. И отпускать ракету где нужно. Но...

Не, зачем бустеру нести ТРД и ГПВРД?
Пусть будет две ступени...

Надо ли?
Ну....
Скажем, можно будет сделать полностью многоразовую систему с большим ресурсом первой ступени, с удовлетворительными по требованиям межполетного обслуживания второй (ПВРД/ГПВРД)  и космической (ЖРД - "самолетик") ступеней...

Позволило бы существенно увеличить "товарооборот" с ЛЕО, а значит - и выше, снизить эксплуатационную стоимость
Здесь можно предвидеть весьма дорогую разработку, относительно дорогие летные экземпляры и существенно мЕньшие в сравнении с обычными "ракетными" эксплуатационные расходы
Плюс - чисто новая возможность летать часто, которую иначе достаточно сложно организовать

Ежели руководствоваться "космонизационной сверхзадачей", то надо

IMHO главное в перспективных ТКС - отсутствие сложной инфраструктуры старта (вплоть до "Выехал в чисто поле, запустил и уехал обратно") и отсутствие территорий штатного падения ступеней.
Второе - это дешевое межполетное обслуживание.
И самолеты-разгонщики, и ВРД-бустеры подходят под эти критерии.
Но!
Самолету нужна ВВП. Тяжелому самолету нужна нехилая ВВП.
Нехилые ВВП есть во многих крупных городах. Но посчитайте тротиловый эквивалент полной загрузки топливом, например, МАКСа. И на каком расстоянии от мирных жителей этот комплекс может эксплуатироваться.
Не ближе чем испытания третьего Выбегаллового кадавра.
Инфраструктура не дешевая.

До эксплуатации надо еще дожить, ибо слишком долго ждать, точно не дотянем. За это время ракетами можно всю Солнечную систему пройти...

Если б кто смог построить быстро, то ему впору заранее памятник ставить...
А государство точно не будет строить, у него и спецов то по этой теме вряд найдешь...

ЦитироватьIMHO главное в перспективных ТКС - отсутствие сложной инфраструктуры старта (вплоть до "Выехал в чисто поле, запустил и уехал обратно") и отсутствие территорий штатного падения ступеней.
Второе - это дешевое межполетное обслуживание.
И самолеты-разгонщики, и ВРД-бустеры подходят под эти критерии.
Но!
Самолету нужна ВВП. Тяжелому самолету нужна нехилая ВВП.
Нехилые ВВП есть во многих крупных городах. Но посчитайте тротиловый эквивалент полной загрузки топливом, например, МАКСа. И на каком расстоянии от мирных жителей этот комплекс может эксплуатироваться.
Не ближе чем испытания третьего Выбегаллового кадавра.
Инфраструктура не дешевая.

ВВП - это Внутренний Валовый Продукт, а Взлетно-Посадочная Полоса, это ВПП.
Хотя для взлета и посадки указаных Вами систем ВВП ирает не последнюю роль :D  :D  :D

ЦитироватьВВП - это Внутренний Валовый Продукт, а Взлетно-Посадочная Полоса, это ВПП.
Хотя для взлета и посадки указаных Вами систем ВВП ирает не последнюю роль :D  :D  :D

Продукт или Президент? :D  :D  :D

ЦитироватьВВП - это Внутренний Валовый Продукт, а Взлетно-Посадочная Полоса, это ВПП.
Хотя для взлета и посадки указаных Вами систем ВВП ирает не последнюю роль :D  :D  :D

Сорри...
Конечно.

ЦитироватьДо эксплуатации надо еще дожить, ибо слишком долго ждать, точно не дотянем. За это время ракетами можно всю Солнечную систему пройти...

Если б кто смог построить быстро, то ему впору заранее памятник ставить...
А государство точно не будет строить, у него и спецов то по этой теме вряд найдешь...

Не думаю, что разработка АКР сложнее, чем "семерки" в 1957 году
Думаю, что проще
Если же вообще вести речь лишь о работоспособном прототипе (то есть, на базе существующих двигателей, при минимуме затрат и тп), то, думается, не так всё и сложно
Хотя, с другой стороны, разработка "рИсковая", возможна потеря экспериментальных образцов (а они дорогие), так как действующих прототипов и аналогов сегодня не существует, и кое-что придется изобретать "с нуля"

Экономика системы выведения, базированной на АКР выглядит сильно другой, чем современная
Вместо серийной, более или менее "массовой" "конвейерной штамповки" типовых одноразовых ракет необходимо будет поддерживать функционирование и совершенствование весьма немногочисленного парка "изделий"
Положение отчасти "спасает" одноразовая 3-тья ЖРД-ступень, но она масштабом, естественно, несопоставима с существующими носителями
С другой стороны, для АКР очень сложной задачей является повышение значения ПН
Если бы удалось (оптимистический взгляд на мир :roll: ) добиться значения ПН порядка 20 тонн, это в принципе, надолго решило бы "транспортную задачу", но превысить это значение представляется почти нереальным
Поэтому потребность в тяжелых и сверхтяжелых носителях могла бы не только возникнуть, но и сохранятся очень длительное время
С третьей стороны, 2-ая ступень АКР выглядит как прямой прототип АКС, и набор соответствующего опыта разработки и эксплуатации возможно мог бы стать неплохой промежуточной ступенью для развития соответствующих технологий и создания "космоплана"

Вертикальный старт тяжелого носителя не получится, мощи ВРД не хватит, в любом случае придется крылья делать и весьма большие для большого груза. Лучше всего треугольное крыло с обтекателем для ракеты. Старт лучше с тележки, посадка наверно в воду на парашюте, с торможением двигателями.

Двигатели надо брать готовые - от ТУ-160 или ТУ-144, штук десять, двадцать, с форсажем и небольшой доработкой, примерно до 4-6 М. Дополнительно еще ракетный движок, для помощи ВРД на максимальных скоростях, когда их тяги будет не хватать для максимального разгона... До 5-6 можно дотянуть, а дальше пойдет ракета, тонн 300-500 весом. На орбите будет до 20 т.
Таким самолетиком можно очень большие деньги делать, я знаю как, даже и без ракеты... Кто пожелает, так можно взять кредит и сделать, а потом деньги грести лопатой...


Прямоточные ВРД не годятся, из-за низкого КПД, и узкого диапазона скоростей, вон недавно запускали ГПВРД двухступенчатой ракетой, - это разве что для военных подойдет...

Турбореактивные движки имеют больший КПД, но для больших скоростей не рассчитанны, дорогие и сложные.

Можно сделать двигатель с большим КПД и на большие скорости, но много времени и денег надо, кто реально захочет делать, так могу подсказать как, или вместе будем делать...

Еще можно на то же самое летающее крыло просто ракетные двигатели ставить, и при этом можно весьма съекономить на стоимости двигателей... Это вариант ракетоплана...


Более того можно такой тяжелый ракетоплан сделать, что все просто обалдеют!, - до сотни тысяч тонн стартовой массы, только вот стартовать придется либо с помощью ракетных ускорителей, либо с воды, со спец скоростного тримарана... Зато на орбите будет за раз сразу несколько тысяч тонн!!! Всего десяток другой ЖРД понадобится.

Гюльчатай, открой личико, а?
Мы тебя сразу вместо Перминова поставим. Да чего мелочиться-то, сам Буш тебя с руками оторвет и на НАСА посадит. Накрайняк и китайцы-индусы подсуетятся...

забыл расписаться
Все дело в том,  что никому это не нужно, и копейки на это не подарят... даже китайцы...

ЦитироватьВертикальный старт тяжелого носителя не получится, мощи ВРД не хватит

Почему "не хватит"? Если тяга единичного движка 20т - то для ракеты в 300т надо ставить 20 штук, например. И никаких крыльев :)

Тяга двигателя Ту-160 на форсаже 25 тонн. Четыре пакета по 4 ТРД выдадут 400 тон тяги. Могут быть проблемы с нормальным подачей воздуха к ТРД и возможное засасывание посторонних предметофф.

По ВРД/ЖРД в патентных анналах наворочено довольно-таки
Я приоткрыл - и тут же захлопнул, отшатнувшись - чтоб не расползлось :mrgreen:
Я к тому, что есть какие-то "гибридные", скажем, ВРД/ЖРД :roll:
Не говоря уже об элементарной кислородной подпитке - можно надеятся, что найдутся какие-нибудь способы "тупого" наращивания тяги
Ну и главный аргумент - ну да, ну дорогая, ну тупая, ну тяжелая, ну сложная, ну дура... но зато - сделал один раз - и гоняй до посинения, хоть десять раз на дню :P

Цитироватьвозможное засасывание посторонних предметофф.

Подметать надо ВПП, перед стартом, однако :twisted:  :mrgreen:

ЦитироватьПодметать надо ВПП, перед стартом, однако

Дак мы вертикально взлетаем, или по ВПП? Если вертикально - может пена с теплоизоляции водородной ступени :-) или там шальная ворона в ТРД залететь. Неа, ракеты рулятъ...

Ну дык этож тоже - РАКЕТА!!! :shock:
ВПП - в смысле, откуда-то всё же стартуем :roll:
Ну, с аэродрома какого-нить, там
С "бетоно-асфальтового покрытия", короче

Не, реально газоотвод делать придется наверное, все же совокупный выхлоп - не так уж чтобы слабый
Но не такой моЧЧный, как для Семерки там, или Протона
Скромненький такой, приличненький, аккуратненький, как дачный коттедж :roll:  :wink:  :mrgreen:

ЦитироватьТяга двигателя Ту-160 на форсаже 25 тонн. Четыре пакета по 4 ТРД выдадут 400 тон тяги. Могут быть проблемы с нормальным подачей воздуха к ТРД и возможное засасывание посторонних предметофф.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=21812#21812

Особенно - это место:

Цитировать===============

Под "Клипер" стартовая масса будет 90 тонн

===============

Конечно, это "оптимистическая" оценка с использованием несуществующих пока ГПВРД

Но и на реально сегодня имеющихся двигателях можно соорудить нечто вполне практичное :wink:  :mrgreen:

Как могла бы выглядеть "самая простая" АКР?

Три-четыре Миговских движка + "сверхзвуковые" крылья для посадки на первой (стартовой) ступени, старт вертикальный

Вторая ступень - "некие" ПВРД (то, что можно сделать "быстро")

Третья, естественно, ракетная

"Плюс" - можно, видимо, выводить что-то полезное :roll:  :mrgreen:
"Минус" - посадка первой ступени "по самолетному" (то есть, нет отработки "основного варианта", с вертикальной посадкой)

Впрочем, можно попробовать скомпоновать и "основной вариант" под самолетную посадку - "чисто посадочные крылья под одну ступень" все же много меньше, чем для взлета всей ракеты, равно же как и "колеса"

Варианты, вобщем, возможны, для создания "промежуточно-отработочных" конструкций, а может и "основной"
Отказ от аэродинамике при старте - это еще не обязательно отказ от нее "в принципе"
Вторая, например, ступень, так явно напрашивается крылатой

Ладно, всё пока
Всем - с новым годом!

... в этом случае ракета получается несколько "уплощенной"
Некое сходство с АКС
Но главное остаётся:

- разделение на ступени с соответствием рабочих диапазонов двигательных групп условиям полета
- ракетное расположение ступеней и ракетный же в основе способ разделения
- вертикальный ракетный старт

Для старта можно добавить некие минимальные твердотопливные ускорители, это не украшает, конечно, систему, но...

...
Итак, 4 двигателя Д-30Ф-6 создадут стартовую тягу в 60+ тонн
(сами отбирают 10 тонн)

Интересно, сколько могла бы весить сама конструкция первой ступени?

Она могла бы быть похожа на "сдвоенный самолет", или некий овальный "в разрезе" бочонок с дыркой посередине, парой моторов с "одной стороны" и еще парой - "с другой" (при посадке соответствует "сверху" и "снизу"), представляющий собой самостоятельный летательный аппарат, который "без нагрузки" мог бы сам не только садится, но, вероятно, и взлетать "горизонтально"

В принципе, современные истребители разрабатываются десятилетиями, но очевидно, что значительную часть усилий и средств при их разработке отбирает "специальное оборудование" и вытягивание оптимальных параметров

Да, аэродинамика этой штучки будет неоптимальна для ведения воздушного боя, скажем, но это можно как-нть пережить

Так что стоимость разработки и изготовления экземпляра такой первой ступени АКР сопоставима "по порядку величины" со сверхзвуковым истребителем
Причем, скорее всего, и то и другое - все же дешевле, по вышеуказанным причинам
Разработка, видимо, существенно дешевле, изготовление - в меньшей степени, но тоже

...правильнее, впрочем, сказать, не "сопоставима", а "не дороже" современного истребителя
Дешевле всё же, надо полагать

Во всяком случае - это не "беспрецедентно", подобные дела - и даже более дорогие и сложные, - прекрасно делаются

Причем "в нашем случае двигатели уже есть"

Так что можно думать, что "нечто" массой поболе 20 тонн может быть сброшено такой штукой "где-то за сверхзвуком"
Так что "под тонну ПН" можно, вероятно, добиться, даже без ПВРД/ГПВРД ступени

Так вот, если на глаз :roll:  :wink:  :mrgreen:

...а можно вообще представить себе такую первую ступень как... э... такой... двухфюзеляжный... нечто... эдакое...

Типа: два крыла, одно левое, другое, соответственно, правое, можно - с килями, соединенные парой силовых колец, в которые продеты вторая/третья ступени... сверху/снизу крыл - по мотору, топливо - тоже в крыльях... голая силовая конструкция, так сказать... :roll:

(http://img329.imageshack.us/img329/2135/airtag4vm.jpg)
...а колёсы разместить на силовых кольцах... :roll:

...а потом всё тоже самое повторить на основе двигателей от Ту-160, доработанных, с водородной и кислородной подпиткой... :roll:  :roll:  :roll:
 :wink:  :mrgreen:

Сладкий сон в новогоднюю ночь :mrgreen:

...а и не исключено, что такую хреновину можно и горизонтально взлетать: ее "корпус" составляет как раз вторая/третья ступени, причем у второй точно есть крыла, свои собственные, и калёсы тоже...

Правда силовая схема другая, горизонтальное нагружение...
Но есть, что сравнивать, можно обоснованно выбрать

Ракета симпатичнее и проще, но заведомо ограничена по массе, и если "горизонтальность" не сожрет весь выигрыш, можно предпочесть

(http://img243.imageshack.us/img243/446/airtagv32fu.jpg)
Несколько более правдоподобная по размерам компоновка

(http://img380.imageshack.us/img380/7489/airtagv3f0oe.jpg)
Стартовая конфигурация

Конечно, весь "цимес" аэрокосмических систем - в ГПВРД
Но и без них оно вполне может
Не говоря уже о том, что "первая ступень" по идее должна быть безразличной к тому, что у неё "сверху"
Так что, запуская первоначально с себя ЖРД-ракеты, она же вполне может стать и основой полноценной АКР/АКС

Схема крепления с двумя обручами мне кажется довольно глупой. Зачем (и как?) пропускать вторую ступень через передний обруч при ее старте? Сделайте попроще - без обручей, и люди к Вам потянутся...

Всё условно :wink:  :mrgreen:
К чему двигатели-то крепить?

А насчет как ступень через обручи - да так же, как и головной обтекатель накатывают, в МИКе ессессно

Всё же аналогия с "Шаттло-Бураном" не проходит: там "сбоку" находится боле-мене "легкая" конструкция
А здесь - вторая ступень
Поэтому должно быть какое-то "гнездо", на мой взгляд
Впрочем, если кто-то думает иначе :roll:

Здесь отличие от "простого воздушного старта" в распределении масс
"Ракета" так или иначе составляет относительно мЕньшую часть массы всей "системы", чем "вторая/третья" ступени, в полноценной АКР или АКС

Впрочим, "передний обруч" действительно мешается - если у нас вторая ступень - аэрокосмическая, то непонятно, куда крылья девать
Снимаем нахрен! :mrgreen:

ЦитироватьА насчет как ступень через обручи - да так же, как и головной обтекатель накатывают, в МИКе ессессно

Думается, динамика разделения ступеней все-же чем-то отличается от накатки ГО в МИКе.

Большой проблемы в этом не вижу
Разумеется, там не "одни обручи", а еще и "рельсы" какие-нибудь
И само "оно" может "на конус  идти"

В конце-концов, это всего лишь "принципиальная компоновка"
Боюсь, что и размеры в самом лучшем случае - только "правдоподобны"

Ракета в 300 т стартового веса без ГПВРД вытянет не более 10-15 т, а с ГПВРД, ну до 20 максимум, это при нынешних ГПВРД. А крылатая ракета раз в 10 может быть тяжелее и соответственно раз в 10 может более вывести...

ЦитироватьРакета в 300 т стартового веса без ГПВРД вытянет не более 10-15 т, а с ГПВРД, ну до 20 максимум, это при нынешних ГПВРД. А крылатая ракета раз в 10 может быть тяжелее и соответственно раз в 10 может более вывести...

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=110901#110901

(http://img214.imageshack.us/img214/7863/asrsizec9va.jpg)
Размеры

Все-таки возвращаясь к идее крыла:1. Два крыла, в виде максимально упрощенной конструкции, без механизации, не более 100...150 кв.м должны быть только на первой ступени и участвуют в наборе скорости до 0,8 М .2. Линия излома-сброса должна проходить по внешней кромке сверхзвуковых крыльев. Св. звуковые работают до 8 М (больше крыло только мешает). Дальше они сбрасываются вместе с 1 ступенью 3. Старт должен быть только вертикальным. Разгон многотонной конструкции у земли невозможен с маленькими, упрощенными плоскостями 4. Пристыковывать крылья на старте с ленточными ложементами для компенсации усилий на изгиб. Конструкция планера нетранспортабельна и избыточна в центральной части. -1. Большой минус это крылья находятся не в центре массы носителя. Это возможно скомпенсировать работой двигателя первой ступени. Зато даже при неэффективном крыле можно получить прибавку в ПН от массы ракетоносителя 10...15% (20...30 т). Эта масса снова распределиться по второй и третьей ступени, но на прибавку ПН останется тонны 2..3.

На мой взгляд, ГЛАВНАЯ задача крыл в АКР - обеспечить возврат и посадку степеней для их... э... реюзибилитности :roll:  :mrgreen:
На "участке подъема и набора скорости" аэродинамическое качество также компенсирует потерю мощности двигателей на соответствующих режимах работы
Как крыло борется с гравитационными потерями - этого я все равно понять не смогу, аэродинамику не проходил, сорри (уж не за счет ли возросшего сопротивления?)
Хотя может вы и правы, и имеет смысл "несколько увеличить размер против необходимого" - не могу комментировать

PS.
Частично отбрасываемые крылья - это хорошо :wink:
Типа, коньки :mrgreen:

...не, вот когда мы взлетаем, горизонтально, с тягой, меньшей чем вес - это еще понятно, подъемная сила зависит от скорости, которая "есть" (с точностью до...) кинетическая энергия, которую мы постепенно запасаем, катясь на колесах и набирая скорость за счет ИЗБЫТОЧНОГО расходования керосина - благо это лучче, чем расходовать "полноценное" ракетное топливо, включая окислитель
НО: мы здесь так или иначе в той или иной степени НЕСЕМ ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПОТЕРИ
То есть, у нас ДАНО, что "тяга ограничена, а лететь мы все-таки хотим"
Тогда, потратив побольше керосина... - и тд.
А вот в полете как?
Все же есть закон сохранения какой-то там :? ?
При горизонтальном старте мы надеемся, что те потери, которые мы несем в керосине, будут компенсированы за счет того, что стартовая масса у нас БОЛЬШЕ (может быть это и так?)
А за счет чего может образоваться выигрыш в ПН от использования крыл в полете?

ЦитироватьКак крыло борется с гравитационными потерями - этого я все равно понять не смогу, аэродинамику не проходил, сорри (уж не за счет ли возросшего сопротивления?)

Типа предполагается, что крыло позволяет все время разгонятся почти горизонтально, а грав. потери имеют место быть при вертикальном разгоне.
Только вот в этом случае снижение грав. потерь прекрасно компенсируется АД-сопротивлением ;)

Цитировать(http://img380.imageshack.us/img380/7489/airtagv3f0oe.jpg)
Стартовая конфигурация

А бочка с керосином для ВРД где?

ЦитироватьТипа предполагается, что крыло позволяет все время разгонятся почти горизонтально, а грав. потери имеют место быть при вертикальном разгоне.

Так разогнавшись горизонтально - нам всё равно вверх придётся :) Это ж не самолёт, который по горизонтали перемещаться и должен...

Аэродинамическое сопротивление уменьшается за счет аэродинамического качества.

А крылья позволяют либо повышать стартовую массу. либо уменьшать число или мощность двигателей, за счет чего сильно снижается стоимость полета...

Что касается движков от ТУ 160, то о них можно забыть, как мне объяснил один товарищ, из авиации, с военными категорически нельзя договориться, и они к своей технике на сто км близко не подпустят посторонних, разве что на заводе может заказать производство такого ДУ если позволят, а от ТУ 144 одна ржавчина скорее всего осталась...

(http://img43.imageshack.us/img43/8342/arrangement8ss.jpg)
Вариант компоновки (силовое кольцо, на которое опирается "ракета" при старте), + боковые крепления
(Керосин - в крыльях)

10 тонн двигатели
5-6 тонн конструкция
4-5 тонн керосина

30 тонн - "ракета"

ХС - 1.5 - 2.4 км/с при скорости разделения 2.5 М (~0.75 км/с)
(Расчетный УИ - 18 км/с )

я подозреваю что все кончится тем что
в итоге у вас получится Х33
с чем и поздравляю  :?

Насколько я понимаю в колбасных обрезках - ничего общего даже отдаленно :shock:

а на аэродинамику положите...7 :)
пусть так колбасками летает...? :D

В первой ступени (которая нарисована) - посадочные крылья
Во второй (ПВРД, тонн на 10 суммарно) - тоже
Две ЖРД-ступени суммарной массой ~20 тонн выводят в результате ПН порядка тонны
Где здесь сходство с X-33?

Да!
ЖРД - некриогенный!

Так что в плюсе:
мизерная стартовая масса (50 тонн),
примитивная стартовая позиция которую можно отрыть где угодно за самый короткий срок,
первые две ступени - с самолетным ресурсом,
запуск спутника ~тонны весом получается постройкой 20-тонной двуступенчатой ракеты (вместо... э... ...надцати тонного "космоса", скажем, привязанного к "тяжелой" стартовой позиции)

Увы стоимость такой ракеты заоблачная, это если вам продадут движки, а ракету на тонну можно сделать и на двадцать тонн стартовой массы и даже меньше, для спец топлив... И ЖРД можно удешевить значительно. Впрочем полно конверсионных ракет подобной нагрузки, есть ли смысл морочиться? Вот если б большую массу можно было вывести тогда совсем другой разговор...

ЦитироватьУвы стоимость такой ракеты заоблачная, это если вам продадут движки...

Я даже просить не буду, вы, по моему, несско превратно понимаете положение вещей :wink:  :lol:

ЦитироватьВот если б большую массу можно было вывести тогда совсем другой разговор...

Конечно можно, в принципе :roll:
Речь и идет об этом, о перспективности подхода на основе концепции "аэрокосмической ракеты", в противоположность "аэрокосмическому самолету"
А рассматривается только "демоверсия", то, что можно сделать на основе существующих двигателей и технологий

В том то и дело, что сильно много двигателей для большой нагрузки понадобится, а кто просить двигатели собирается, если не вы?

4-6 ТВРД - вполне обычно для больших самолетов
Проблема в параметрах, нужны повышенные (или хотя бы те же, что уже есть) мощности, при максимальном скоростном диапазоне
Грубо говоря, при мощности/массе ТВРД "от ТУ-160", рабочий диапазон - "как у МиГовских движков"
Это по первой ступени

Для второй - еще хуже, нужен, видимо, "гибрид ПВРД/ГПВРД"

PS.
А какой смысл мне "просить двигатели"?
На даче что ли держать? :mrgreen:

Не, речь о том (это такая "воображаемая цель" :roll: ), чтобы включить разработку АКР в государственную программу развития средств выведения :roll:  :wink:  :mrgreen:
Типа, в ФКП :mrgreen:
Вместо "перспективного средства..." какого-то там, например :roll:

Очередной (второй) "обмен мнениями" с экспертизой по существу

Вот вам ссылочка на тему "колес и рельсов"
Поезд без рельсов пролетает опоры воздушного пути (http://doci.nnm.ru/gamez_new/16.03.2006/poezd_bez_relsov_proletaet_opory_vozdushnogo_puti/)

ЦитироватьНазвание проекта "Трубчатый рельс" (Tubular Rail) от одноимённой американской компании не совсем точно отражает его суть. Скорее, тут нужно говорить о безрельсовом рельсовом транспорте. Непонятно?

Попробуем объяснить. Представьте себе длинный стремительный поезд, несущийся по эстакаде монорельса на высоте 5-15 метров над землёй. Теперь уберите, собственно, сам монорельс, и вы получите транспортную систему Tubular Rail.

Что держит в воздухе поезд? В некотором роде, он держит себя сам.

Точнее, он опирается краями на большие бетонные "кольца" (только они не круглые, а прямоугольные), стоящие на опорах, образно говоря, оставшихся от обычной монорельсовой эстакады после "вырезания" самого рельса.

Поезд может быть выполнен из целого ряда вагонов (или состоять из одного), каждый из которых должен обладать высокой жёсткостью и превосходить по длине шаг опор дороги.

Никаких колёс у этого поезда нет. Как нет здесь и дорогой магнитной подвески. Всё устроено достаточно просто: колёса встроены в кольца. Колёса эти раскручиваются электромоторами.

Всё, что нужно самому составу – это система дистанционного управления моторами, которая последовательно включала бы нужные ролики по мере продвижения поезда вперёд.

(http://www.nnm.ru/imagez/gallery/doci/gam/gamez_new-1142538364_i_3678_full.jpg)

P.S. Вместо ЮТ  :twisted:  :twisted:  :twisted:

ЦитироватьОчередной (второй) "обмен мнениями" с экспертизой по существу

 Зомби, вам уже сказали, ТРД тягой тонн 10 расходует в секунду около 100 кг воздуха.

 Ваша АКР в любом случае должна лететь полого - с крыльями или без таковых.

 И после 2 М вам компрессор ТРД не нужен вообще - он мешает.

И что? :shock:  :mrgreen:

Из ответа экспертизе:

ЦитироватьPS. Основной особенностью предлагаемого изобретения является принципиально иная парадигма в разработке средств выведения нового поколения, в сравнении с имеющейся сегодня, так что «метафизической» целью предлагаемого изобретения является введение в рабочий обиход самого понятия «аэрокосмической ракеты» как противопоставления находящимся в центре внимания всех аэрокосмических разработок схемам «воздушного старта» и «аэрокосмического самолета» или «космоплана».
Данная парадигма реально включает возможность создания уже сегодня вполне эффективных аэрокосмических средств выведения, в отличие от малоэффективных и рискованных систем «воздушного старта» и сложных, дорогих и все еще не соответствующих возможностям современного уровня техники «крылатых» АКС.

ЦитироватьИз ответа экспертизе:

ЦитироватьPS. Основной особенностью....

А потом издадите мемуары: "Моя переписка с патентным бюро" :lol:

:mrgreen:

Да нет, пока всё "весьма умеренно"
Хотя бывает по всякому :roll:

Хотя такой "постскриптум" - это некая "вольность", в принципе "не принято", хотя и "допускается"

ЦитироватьХотя такой "постскриптум" - это некая "вольность", в принципе "не принято", хотя и "допускается"

Вряд ли Вы ответ писали гусиным пером :lol:, а потому появление пост-скриптума настораживает. Если это было вынесено вовне основного текста, как к тексту не относящееся  :shock:

Мммммммммммм....

Нуууууу..., это идет "как дополнительное разъяснение позиции"
То есть, в тексте "упоминается", но более "бюрократически"

А у вас есть опыт в таких делах?

ЦитироватьМммммммммммм....

Нуууууу..., это идет "как дополнительное разъяснение позиции"
То есть, в тексте "упоминается", но более "бюрократически"

А у вас есть опыт в таких делах?

Мммм, теоретический, так как патентное право нам преподавали, на практике эти знания востребованны не были.
А с различными отклонениями в моем письменном русском языке меня обычно жена, работавшая корректором, уличает :)

При необходимости можно будет обращатся "за советом"?

Ну, то есть, я думаю, что обойдусь, как бы вопрос не решился, но на всякий случай?

ЦитироватьПри необходимости можно будет обращатся "за советом"?

Ну, то есть, я думаю, что обойдусь, как бы вопрос не решился, но на всякий случай?

Почему бы и нет :)

ЦитироватьИ что? :shock:  :mrgreen:

 Зомби, вам нужен ВОЗДУХ в котором будет сгорать ваш КЕРОСИН.

 Фича, которую предлагаете вы базируется на одной-единственной идее - ОКСЛИТЕЛЬ ЕСТЬ В АТМОСФЕРЕ.

 Вот вам и нужен ВОЗДУХОЗАБОРНИК[/size] который вам обеспечит данный поток окислителя из атмосферы.

 Я думаю, потери на аэродинамику у обычного самолёта - сравнительно с вашей "фичей" будут "семечки".
 Тот же X-43 летел со скоростным напором около 10 тонн на кв. метр...

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=124854#124854

ЦитироватьЗадача турбореактивной ступени - обеспечить горизонтальный разгон до скорости, на которой "зажигается" ПВРД

Задача ЖРД-ускорителя - компенсировать недостаток тяги ТВРД для старта и выхода на начало участка горизонтального разгона

Задача ПВРД ступени - дотянуть до принципиальных границ работы ВРД

Ну а дальше - все ясно :mrgreen:

Много элементов (ступени, разгонные модули)?
Да, но это "первая версия" системы

В конце концов, "за все надо платить"

Тем не менее, почти всё в этих "элементах" можно сделать многоразовым и сократить срок подготовки к новому запуску до порядка месяца реально, а не "в пиаре"
И на порядок снизить стоимость вывода "за килограмм"

По-моему, выглядит реалистично

(http://img91.imageshack.us/img91/8808/chrenj29hi.png)

Поскольку скорость "зажигания" ГПВРД, вероятно (по "австралийским данным") порядка 5 М,
на первой ступени обойтись чистым турбинным ВРД не получится, поэтому поставим туда гибридный прямоточно-турбинный мотор (ГПТВРД), с двойным каналом воздухозаборника, так что на достаточно большой скорости соответствующие воздушные заслонки исключат турбину из воздушного канала

Ну, и примерно так:
в разных модификациях (пресловутые "лайт", "медиум" и "хэви") пусть будет соответственно 2, 4 и 6 двигателей с номинальной тягой  20 тонн
Тогда масса аппарата после отделения ЖРД-бустеров будет 60, 120 и 180 тонн - порядочная, вполне "реактивно-самолетная" тяговооруженность

"Оперение" - из трех компонент, на каждой ступени свое, достаточная для обеспечения минимальной подъемной силы для горизонтального полета при наборе скорости

ЖРД-движок потребуется (2 экз.) тягой что-то порядка тонн 70-100 - в два раза меньше, чем у известного "хита сезона"

Всего наблюдаем 5 компонент, два ЖРД-бустера, ГПТВРД-ступень, ГПВРД-ступень, ЖРД-ступень
Это всего на один модуль больше, чем у шаттла, и на два МЕНЬШЕ, чем у семерки

Зомби, вы крылья таки приделали? ;)

 А теперь выкиньте турбину. ;)

Какой может быть реально рабочий диапазон (скорость) у ПВРД?

ЦитироватьА теперь выкиньте турбину. ;)

Использование ТВРД на старте позволяет снизить требования к мощности ЖРД-бустеров, они будут проще/дешевле/многоразовее
При том, что используемые "турбины" - это "серийное - вообще говоря, - производство", ничего "особенного" в них не предвидется
Ворон, ваш вариант в любом случае "имеет право на жизнь", но его "преимущества" далеко не очевидны

Кстати, за "лайт"-версию можно непосредственно взять нечто вроде "переделанного МиГ'а", те же два движка, только два миниатюрных таких ускорителя и вертикальный старт

В качестве второй ступени, пока ГПВРД только в макете, можно слабать ( :mrgreen: ) что-то ПВРД-шное

Вот и был бы "воздушный старт", только не пиарный, а реально перспективный

... а потом использовать "базу" первой и второй ступеней для доводки двигателей, включая и ГПВРД

ЦитироватьКакой может быть реально рабочий диапазон (скорость) у ПВРД?

 Эффективно ПВРД на керосине работает от скорости около 1,3 М до 5 М. Но можно и на дозвуковом режиме его использовать - с меньшей эффективностью.
 Были дозвуковые самолёты с ПВРД-ускорителем.

Цитировать

ЦитироватьА теперь выкиньте турбину. ;)

Использование ТВРД на старте позволяет снизить требования к мощности ЖРД-бустеров, они будут проще/дешевле/многоразовее
При том, что используемые "турбины" - это "серийное - вообще говоря, - производство", ничего "особенного" в них не предвидется
Ворон, ваш вариант в любом случае "имеет право на жизнь", но его "преимущества" далеко не очевидны

 Преимущество такое - на бОльшем участке разгона с ВРД эта самая турбина вообще не нужна.
 Разгон с использованием ЖРД - в режиме горизонтального полёта, займёт секунд 50 и будет использовано 15-20% топлива. Зато потом не надо таскать с собой турбину до скорости 5 Махов. (Её надо ещё куда-то убрать надо из воздухозаборника, иначе погорит.)

 Кроме того, есть вариант РПД - ракетно-прямоточный двигатель, тот же ПВРД, но с дожиганием топлива в воздушном потоке. В варианте с РДТТ использовался в ЗРК.

Цитировать

ЦитироватьКакой может быть реально рабочий диапазон (скорость) у ПВРД?

 Эффективно ПВРД на керосине работает от скорости около 1,3 М до 5 М. Но можно и на дозвуковом режиме его использовать - с меньшей эффективностью.
 Были дозвуковые самолёты с ПВРД-ускорителем.

Это принципиально разные ПВРД. Нельзя один и тот же ПВРД использовать и на до-, и на сверхзвуковой скорости.

Мало того, нельзя один и тот же ПВРД использовать на 1,3 и на 4 Махах. Двигатели Бондарюка на "Буре" вообще имели очень узкий диапазон - 3 маха плюс минус 0,25. Причём, с точки зрения современных конструкторов, эти двигатели надо было делать совсем не так :) Заменить, например, односкачковый воздухозаборник на трёх-четырёхскачковый, при этом можно было бы сэкономить до 15% массы двигателя и до 10% расхода горючего.

СПВРД, конечно, проще ТРД, работающего в том же диапазоне скоростей, но, всё же, это не "просто труба". Механизация воздухозаборника и сопла там нужна достойная, чтоб перекрыть диапазон от 1,5 М до 3,5 М на одном двигателе, не роняя эффективность (УИ) ниже плинтуса. Лавочкину оказалось дешевле разогнать "Бурю" до 3 М ЖРД-шными бустерами, чем возиться с механизацией "трубы".

ЦитироватьМало того, нельзя один и тот же ПВРД использовать на 1,3 и на 4 Махах.

http://www.onera.fr/conferences-en/ramjet-scramjet-pde/ (http://www.onera.fr/conferences-en/ramjet-scramjet-pde/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/58965.gif)
Диапазоны работы разных джетов.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКакой может быть реально рабочий диапазон (скорость) у ПВРД?

 Эффективно ПВРД на керосине работает от скорости около 1,3 М до 5 М. Но можно и на дозвуковом режиме его использовать - с меньшей эффективностью.
 Были дозвуковые самолёты с ПВРД-ускорителем.

Это принципиально разные ПВРД. Нельзя один и тот же ПВРД использовать и на до-, и на сверхзвуковой скорости.

Мало того, нельзя один и тот же ПВРД использовать на 1,3 и на 4 Махах. Двигатели Бондарюка на "Буре" вообще имели очень узкий диапазон - 3 маха плюс минус 0,25. Причём, с точки зрения современных конструкторов, эти двигатели надо было делать совсем не так :) Заменить, например, односкачковый воздухозаборник на трёх-четырёхскачковый, при этом можно было бы сэкономить до 15% массы двигателя и до 10% расхода горючего.

СПВРД, конечно, проще ТРД, работающего в том же диапазоне скоростей, но, всё же, это не "просто труба". Механизация воздухозаборника и сопла там нужна достойная, чтоб перекрыть диапазон от 1,5 М до 3,5 М на одном двигателе, не роняя эффективность (УИ) ниже плинтуса. Лавочкину оказалось дешевле разогнать "Бурю" до 3 М ЖРД-шными бустерами, чем возиться с механизацией "трубы".

 Ну да, с механизацией "трубы" возиться "лениво", особенно когда речь идёт о военном заказе и одноразовом изделии для доставки ядерной БЧ. :)

 Естественно, для обеспечения достаточно большого диапазона скоростей нужна механизация воздухозаборника, однако, эта механизация не будет иметь массу турбины эффективного ТРДД - 20% массы от значения тяги у земли.
 "Скверность" заключается ещё и в том, что мы разгоняем бесполезную турбину до больших скоростей и тратим топливо на разгон этой массы уже когда она нам ничего не даёт.

 А "простенький ТРД" был. :) Это двигатель Ту-123. :) Но у него и ресурс был "почти как у ЖРД". :)

Цитировать"Скверность" заключается ещё и в том, что мы разгоняем бесполезную турбину до больших скоростей и тратим топливо на разгон этой массы уже когда она нам ничего не даёт.

Все же турбина порядочно экономит на начальном участке
К тому же, судя по диаграмме (спасибо, Alexandrc!), ТВРД до 4 М дотягивает, неперекрываемый участок остается в 1 М (вот досада, всего-то :mrgreen: )
А двигать турбину необязательно, всего лишь обустроить двойной воздушный тракт, перекрываемый заслонками

Не, чисто ракетный СТАРТ для АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ системы - это... это... это безыдейщина какая-то :mrgreen:

К тому же "бесполезная турбина" не так уж бесполезна при возвращении и посадке

В конце концов, если уж никак до 5 М недотягивается, можно на второй ступени тоже пару ЖРД в зад вставить, не сбрасываемых
Всего-то метров 300-400 добрать :roll:
Не лучшее решение, согласен, но работоспособное надо думать

ЦитироватьЗато потом не надо таскать с собой турбину до скорости 5 Махов. (Её надо ещё куда-то убрать надо из воздухозаборника, иначе погорит.)

Блин, а по-моему здесь Ворон прав как никогда :wink:  :mrgreen:
Просто убирать турбину из тракта, штоп она "проваливалась сквозь пол" и пряталась в корпус ступени
Тяжелая - да, зараза, но "за всё надо платить", как известно

Цитировать

ЦитироватьЗато потом не надо таскать с собой турбину до скорости 5 Махов. (Её надо ещё куда-то убрать надо из воздухозаборника, иначе погорит.)

Блин, а по-моему здесь Ворон прав как никогда :wink:  :mrgreen:
Просто убирать турбину из тракта, штоп она "проваливалась сквозь пол" и пряталась в корпус ступени
Тяжелая - да, зараза, но "за всё надо платить", как известно

 А почему бы не рассмотреть вариант с Турбореактивным Бустером? ;) Или несколькими? ;)

 Такие "мелкие самолётики", которые отваливают после скорости в 2 Маха? ;)
 Особо сложными они не должны быть - в них практически ничего кроме двигателя и системы собственной посадки нету.

Слишком сложно для наших конструкторских возможностей :lol:  :mrgreen:
Нужны конкретные габариты, все же многовато двигателей, 4-6 штук, где чего и как размещать... :roll:
Но "концептуально" это тоже самое

Не
Непонятно

Если мы ставим вперемежку ( :wink: ) ЖРД и ТВРД бустеры на... что?
На ГПВРД- ступень?
Тогда нагрузка по вырабатываемой "удельной ХС" ( :mrgreen: ) слишком в большой части ложится на ЖРД, и они будут "большие и тяжелые" (включая топливо, естественно)

Если же центром служит ПВРД- ступень, то тогда число ступеней возрастает на еще одну и у нас становится слишком много ступеней и модулей вообще и двигателей разных систем в частности

Гибридный ТВРД/ПВРД выглядит намного красивше и уместнее
Как раз для первой ступени подобные заморочки

PS.
А вот если механизацию двигателя довести до того, что он еще и плавно в ГПВРД мог бы превратиться :wink:  :mrgreen:

А чем сложно-то? :)

 Все подобные зенитные ракеты или системы вроде Ту-123 разгонялись РДТТ-ускорителями, в данном случае их заменят ТРДД-ускорители, которые будут многоразовым элементом.
 Кстати, штатный ТРДД, скорее всего, стоит не более ЖРД - судя по тому, что весь самолёт стоит не больше, чем пуск ракеты.

 Берём штатные ТРДД, используем их в штатных диапазонах - не более, чем до 2 М, на старте они работают на форсаже, дальше, на горизонтальном участке - в нормальном режиме.
 Питаются от общего бака первой ступени с ПВРД.
 На 2-х махах модуль с ТРДД "отваливает". :)

Хмы...
А почему бы их не объединить?
В целую единую ступень?
Хотя бы она и "навешивалась" (как некий самостоятельный "самолет") на ПВРД-основу
Меньше алюминия пойдет на отдельные конструкции...

Но получится-то уже 4-х ступенчатая конструкция...

Ну выиграется некая дополнительная ПН таким образом, но сильно ли много?

Не, ну "возможный вариант", конечно,
но всё равно, чтобы от чистой "концепции" АКР перейти к хотя бы самому черновому "эскизному проекту" нужна не только чисто "фантазийная" работа, нужны конкретные технические эксперименты как с ПВРД, так и с гибридами ТВРД-ПВРД, а, возможно, и с моделями ТВРД-ускорителей
Расчеты, как минимум, по конкретным параметрам, хотя бы и "предполагаемым"...

О какую ссылку нарыл:
http://tempspace.narod.ru/nk/000260-1.html

Допожарный Форум

Нда-а-аааа....

И что у нас на круг выходит?

Выходит у нас пока два варианта:

1-й - это на основе турбопрямоточного двигателя, каковой не только "планировался" (для ТУ-200, скажем), но в каких-то модельно-стендовых вариантах даже и существовал

Тут есть правда закавыка:
между скоростью зажигания ПВРД (ближе к 6 М) и крайним пределом для ТПВРД (ближе к 5 М) может оказаться некая "щель"
Тогда потребуется ставить дополнительные ЖРД на ГПВРД ступень, со всеми вытекающими

Тем не менее, ТПВРД "реально нет"

Мощных широкодиапазонных ПВРД (2-6 М) тоже, насколько можно судить, сегодня "реально нет"
Но может быть Ворон не слишком завира... э... преувеличивает ( :wink:  :mrgreen: ), когда говорит, что "это намного проще"

Тогда 2-й вариант (Ворона), с усиленными стартовыми ЖРД-бустерами и ПВРД- 1-ой ступенью начинает выглядеть более привлекательным

В конце концов, если бустеры сооружать на основе РД-191, то стартовая масса де-то приближается к 300 тоннам, а масса на момент сброса бустеров - что-то между 150 и 200 тонн
Что неплохо

Причем кто-то когда-то где-то что-то "обещал" :roll: , насчет "многоразовых УРМов" (типа Байкал, вроде, если не склероз?)

Правда "штука" получается более "гибридной", чем "аэрокосмической", но есть два фактора, которые "смягчают удар"

Во-первых, это все же "первая" или "базовая" версия "аэрокосмического средства выведения"
И во-вторых, что очень существенно, все эти "ГПВРД-, ПВРД-, ТПВРД- ступени" не нада шамповать на конвейере, они таки предполагаются многоразовыми, и, сделав поначалу пару ПВРД-"первых ступеней", можно будет "следующий экземпляр" лепить ГПВРД-шным, сочетая "разработку" и "изготовление" в "едином процессе развития" :roll:  :roll:  :roll:
 :wink:  :mrgreen:

Кстати, Зомби, вы ещё не отказались от Вертикального Старта? ;)

 Для носителя массой в 300 тонн, при союзовской тяге на старте 410 тонн вам понадобится 26 МиГовских движка. ;) - 65 тонн одних двигателей голых, без воздухозаборников и т. п. :)

 Можно, разумеется, взять двигатели "покруче", если мы разгоняемся только до 2М - но для штатных ТРДД отношение тяга/масса не более 10, так что, в любом случае будет тонн 40 "одних двигателей". :)

 А крылья-то, уже есть ведь? ;)

Эти "крылья" для МАКСа одни весят 300 тонн, не говоря уже о всяких мелочах, вроде сброса в полете на этих самых "Махах" нагрузки в неск. сот. тонн

Нет
Пусть будут ЖРД-бустеры

PS.
"Чистый" аэрокосмический носитель на 300 тонн не тянет
"Когда-нибудь" можно будет сделать и 50-тонные ТВРД, и будет их штук шесть на весь аппарат

PPS.
Если "в более близкой перспективе" появится нормальный турбопрямоточный двигатель на 20 тонн тяги, то взяв на себя лишь треть стартовой тяги он уменьшит потребную мощность ЖРД-бустеров в три раза

Да нет, "концепт" определился
Вряд ли теперь меня можно чем-то прошибить :mrgreen:  :P  :mrgreen:

Ну, кроме разве одно- или двухступенчатого "чистого" АКС ("самолета")
Но до него - немногим ближе, чем до альфы с центаврой
АКР гораздо проще и реальнее
И функциональнее

А если не бустеры, а одни ТВРД сбрасывать, соединить их в сборки штучки по две три, прилепить маааааленькие крылышки для стабилизации, парашют и сажать их в море куда нибудь, или сделать надувной кокон, для посадки.
Разогнались, сбросили ненужные движки и вперед.

Ну, во-первых, для этого сначала нужно это ТВРД поиметь :mrgreen:

Пока "у нас" (с Бродягой, видимо? :lol: ) ведущим является его вариант: 2 ЖРД-бустера приличной мощности (как у Ангары, но запас топлива, видимо, поменьше), 1-ая ступень уже ПВРД, 2-ая - ГПВРД, третья - ЖРД

Турбин нет вообще

Во-вторых, даже "когда появятся турбины" - это очень нехорошая заморочка, так с ними обходится

ЦитироватьЭти "крылья" для МАКСа одни весят 300 тонн, не говоря уже о всяких мелочах, вроде сброса в полете на этих самых "Махах" нагрузки в неск. сот. тонн

Нет
Пусть будут ЖРД-бустеры

PS.
"Чистый" аэрокосмический носитель на 300 тонн не тянет
"Когда-нибудь" можно будет сделать и 50-тонные ТВРД, и будет их штук шесть на весь аппарат

PPS.
Если "в более близкой перспективе" появится нормальный турбопрямоточный двигатель на 20 тонн тяги, то взяв на себя лишь треть стартовой тяги он уменьшит потребную мощность ЖРД-бустеров в три раза

 Ну не надо про МАКС. ;) Это "животное другой породы". :)

 Ту-160 имеет сухую массу 110 тонн - вот "прототип". :) При этом "оно" должно летать часы в "скотских условиях".

 Нет, не надо нам "отдельных ЖРД-бустеров". ;)

ЦитироватьНу, во-первых, для этого сначала нужно это ТВРД поиметь :mrgreen:

Пока "у нас" (с Бродягой, видимо? :lol: ) ведущим является его вариант: 2 ЖРД-бустера приличной мощности (как у Ангары, но запас топлива, видимо, поменьше), 1-ая ступень уже ПВРД, 2-ая - ГПВРД, третья - ЖРД

Турбин нет вообще

Во-вторых, даже "когда появятся турбины" - это очень нехорошая заморочка, так с ними обходится

 Не совсем так. :)

 Во-первых, не просто "ЖРД-бустеры", а ЖРД в варианте РПД - ракетно-прямоточный двигатель. Ставим ЖРД в канал того же ПВРД и по мере увеличения скоростного напора задействуем "ПВРДшную" часть тяги.

 Во-вторых, если "у нас керосин", то дальше 6 махов мы на ПВРД не "уедем", значит и вторая и третья ступени должны быть на ЖРД.

 Другая комбинация при использовании водорода - 1-я ступень ЖРД+ПВРД до 2 км/с, вторая - ГПВРД до 4 км/с или более, далее ЖРД.

ЦитироватьВо-вторых, если "у нас керосин", то дальше 6 махов мы на ПВРД не "уедем", значит и вторая и третья ступени должны быть на ЖРД.

Э нет, друг сердешный :mrgreen:
Вторая ступень - ГПВРД
Иначе это уже не "аэрокосмическая система", хотя бы даже гибридная, а происки врагов народа :roll:  :shock:  :P  :mrgreen:

Все же: существует, хотя бы и не опробованный "прототип" ГПВРД (ГЛЛ "Холод"), а, по вашим, между прочим, "данным" - ПВРД - это "просто труба"
А бустерный ЖРД можно взять именно РД-191, ибо он "уже почти есть"

Так что "концепт" вполне выдержанный

В отличие от гибридов ЖРД/ПВРД, которых, надо думать, живьем никто пока не видел

Что же касается до "других комбинаций" - ну, наверное, это возможно, но....
Ждите тендера
Пусть решает тендерная комиссия, со своей стороны мы вариант выставили :wink:  :mrgreen:

И конкретно мы свой концепт рассматриваем под лозунгом "ракета для Клипера"

В системном подходе, в разрезе очередности работ, в совокупности с перспективами "обновленного ТКС от ЦиХа" и "ЛОС на базе Союза" с 40-тонным, между прочим, независимым носителем по "подходу Дмитрия Воронцова"

Простите, Зомби, вы пришли к тому, что я предлагал в самом начале. :)

 ;)

Кстати, Зомби, "берём водород" и обычные ЖРД.

 Вам хочется вертикальный старт - пусть будет. :)

 Но разгон будет на крыльях по пологой траектории.
 ПН будет около 10% при "прочих равных".

ЦитироватьПростите, Зомби, вы пришли к тому, что я предлагал в самом начале. :)

 ;)

Где?

Цитировать

ЦитироватьПростите, Зомби, вы пришли к тому, что я предлагал в самом начале. :)

 ;)

Где?

 В теме "Ракетоплан" и т. п. :)

 Современные ТРД "заточены" под самолёты, потому их не имеет смысл применять - масса велика. Разработка новых - дорого. :)

ЦитироватьВ теме "Ракетоплан" и т. п. :)

Под другим ником?

ЦитироватьСовременные ТРД "заточены" под самолёты, потому их не имеет смысл применять - масса велика. Разработка новых - дорого. :)

Можно построить систему выведения с первой ступенью на ТВРД и второй на ПВРД
Её мощности не хватит на пилотируемые системы, но любой "воздушный старт" обставит

Масса двигателя, кстати, совершенно не причем, экономия на топливе ее с лихвой многократно перекрывает
Не хватает мощности и рабочего диапазона

ЦитироватьВам хочется вертикальный старт - пусть будет. :)

Мне не хочется именно вертикального старта
Мне хочется оптимальной, по возможности дешевой, многоразовой системы выведения для пилотируемых полетов и "среднетоннажных" грузоперевозок с минимальным сроком разработки
Остальное из этого вытекает "само собой"

ЦитироватьМасса двигателя, кстати, совершенно не причем, экономия на топливе ее с лихвой многократно перекрывает
Не хватает мощности и рабочего диапазона

 Зомби, это вы "ник", я вполне реальный человек. :)


 Экономия топлива не перекрывает массу ТРД если рассматривать тяговооруженности более 1.
 В противном случае нужен горионтальный старт. ;)

Цитировать

ЦитироватьВ теме "Ракетоплан" и т. п. :)

Под другим ником?

А ссылку?
Хотя я "за приоритет" не воюю, но действительно интересно
Вроде я такого не читал, но параллелизм идеи в принципе косвенно её подтверждает, если она "приходит в голову" разным людям и притом независимо

ЦитироватьЗомби, это вы "ник", я вполне реальный человек. :)

Хм...
Вроде я ничего такого не говорил?...

ЦитироватьЭкономия топлива не перекрывает массу ТРД если рассматривать тяговооруженности более 1.

А я грю - перекрывает :mrgreen:

ЦитироватьВ противном случае нужен горионтальный старт. ;)

...к которому надо приложить еще и немалые "крылья" и ВПП и механику сброса ракеты с самолета-носителя на сверхзвуке... и... и... и...

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВ теме "Ракетоплан" и т. п. :)

Под другим ником?

А ссылку?
Хотя я "за приоритет" не воюю, но действительно интересно
Вроде я такого не читал, но параллелизм идеи в принципе косвенно её подтверждает, если она "приходит в голову" разным людям и притом независимо

 Каторгу, не меньше. ;)

 Зомби, вы редкостный дебил - судя по нашему общению. У вас нет "параллелизма" и нет "идеи".
 Вам, дураку, полгода рассказывали о том, что "на высоте" нету достаточного количества воздуха, потому ваша "фича" не будет иметь должной тяги.

(Разочарованно) аааа, это всего лишь Ворон
Теперь узнал - по изяществу стиля и изысканности выражений :roll:

А куда это Красный Воин делся? Опять чтоли забанили?

Очередной ответ экспертизе по существу
Сильно затянул, тут авгиевы конюшни по дороге пришлось... :mrgreen:

Возможно, что последний, наверное не выйдет ничего (извини, Bell :wink:  :mrgreen: )

Но пока еще продлил переписку

Вот что дала экспертиза:

Существенные противопоставления:

Главное:

(19) RU (11) 2191145 (13) C2

(51) 7 B64G1/14
 
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
к патенту Российской Федерации
Статус: по данным на 30.11.2005 - действует

--------------------------------------------------------------------------------
 
(14) Дата публикации: 2002.10.20
(21) Регистрационный номер заявки: 99107656/28
(22) Дата подачи заявки: 1997.09.15
(24) Дата начала действия патента: 1997.09.15
(31) Номер конвенционной заявки: 08/716,807
(32) Дата подачи конвенционной заявки: 1996.09.16
(33) Страна приоритета: US (!!!)
(46) Дата публикации формулы изобретения: 2002.10.20
(56) Аналоги изобретения: US 5402965 А, 04.04.1995. RU 2027638 С1, 27.01.1995. SU 1826442 A1, 10.05.1995. US 4802639 А, 07.02.1989. US 4265416 А, 05.05.1981.
 (71) Имя заявителя: ВУРСТ Стефен Г. (US); СКОТТ Гарри (US)
(72) Имя изобретателя: ВУРСТ Стефен Г. (US); СКОТТ Гарри (US)
(73) Имя патентообладателя: ВУРСТ Стефен Г. (US); СКОТТ Гарри (US)
(74) Патентный поверенный: Рыбаков Владимир Моисеевич
(85) Дата соответствия ст.22/39 PCT: 1999.04.13
(86) Номер и дата международной или региональной заявки: US 97/16442 (15.09.1997)
(87) Номер и дата международной или региональной публикации: WO 98/10985 (19.03.1998)
(98) Адрес для переписки: 191186, Санкт-Петербург, а/я 230, "АРС-ПАТЕНТ", пат.пов. В.М.Рыбакову
 
(54) СИСТЕМА ЗАПУСКА ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА НИЗКУЮ ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ

Изобретение относится к трехступенчатым космическим транспортным средствам многократного применения. Предлагаемая система содержит самолет с турбовентиляторными двигателями, на котором крепится авиационно-космический летательный аппарат. Аппарат имеет фюзеляж, вертикальный руль и два крыла с законцовками и элеронами для выполнения кабрирования и других маневров. Аппарат включает в себя также два прямоточных реактивных двигателя, расположенных под плоскостью крыльев, и их топливные баки в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Предусмотрено множество ракетных двигателей управления ориентацией аппарата, установленных в его носовой части и в законцовках крыльев. Аппарат может быть снабжен системой сжижения воздуха для указанных прямоточных двигателей. В грузовом отсеке фюзеляжа размещается ракетная ступень для выведения полезной нагрузки на орбиту с парашютной системой возвращения ступени. На самолете могут размещаться тросолебедочные средства подхвата при снижении данной парашютной системы и загрузки ступени в грузовой отсек самолета. Изобретение направлено на создание технической системы минимального риска для экономичного и экологичного выведения на орбиту небольших и средних полезных нагрузок. 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

...
(Из описаниия:)

Предлагались другие способы, примеры которых приведены в описании к патенту США 4265416, выданного 05.05.81, а также в патентах США 4802639 от 07.02.89 и 5402965 от 04.04.95, в которых сделаны попытки использовать несущее транспортное средство горизонтального взлета в качестве исходной ступени для подъема полезной нагрузки на орбиту. При таком подходе часть полета транспортного средства может осуществляться с использованием турбовентиляторных двигателей, что дает возможность использовать атмосферу и снизить вес поднимаемого запаса окислителя. Однако в решениях по патентам США 4265416 и 4802639 требуется специальное конструктивное выполнение несущего транспортного средства для начальной ступени запуска или пускового транспортного средства, а также орбитального транспортного средства. Использование таких нетрадиционных элементов связано с техническим риском как в отношении работоспособности, так и в отношении эксплуатационных затрат. В одном из примеров предлагается использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя, что требует конструктивной разработки непроверенной практикой технологии.

В решении по патенту США 5402965 предусматривается использование апробированного пускового несущего транспортного средства. В системе используется апробированное транспортное средство для исходной стадии запуска. Для последующих этапов полета, включая атмосферные стадии, описано многоступенчатое транспортное средство с ракетным приводом. Здесь имеет место уже упомянутая недостаточная эффективность вследствие того, что ракеты требуют запаса окислителя. Из описания также становится ясно, что носитель полезной нагрузки или транспортное средство повторного взлета должно быть смонтировано на конце многоступенчатой ракеты, укрепленном под крылом обычного самолета. В этой системе используются невозвращаемые ступени ракетных носителей.

Настоящее изобретение использует трехступенчатое транспортное средство для запуска орбитальной полезной нагрузки. Транспортное средство может быть использовано также в качестве двух- или трехступенчатого транспортного средства для проведения экспериментов в космосе. Для каждой ступени в пределах ее высотного рабочего диапазона используется соответствующий аэродинамический летательный аппарат и источник мощности. Для горизонтального взлета и начального этапа вывода используется обычный самолет с турбовентиляторным приводом, такой как Локхид С-5 или Антонов-124. При этом используется известная существующая технология низкого риска с модификацией для транспортирования на втором и третьем этапах.

Вторая ступень, размещенная под крылом самолета с турбовентиляторным приводом, является авиационно-космическим летательным аппаратом и отделяемой ступенью с прямоточным воздушно-реактивным приводом. Авиационно-космический летательный аппарат сбрасывается с самолета и летит до высоты за пределами атмосферного слоя. Транспортное средство этой ступени может использоваться в космической среде, например, для проведения экспериментов в космосе. Если желательно вывести спутник на низкую околоземную орбиту, авиационно-космический летательный аппарат несет ракету-носитель с полезной нагрузкой в ее грузовом отсеке. Ракета-носитель отделяется от авиационно-космического летательного аппарата и выводит полезную нагрузку на орбиту.

Все эти ступени являются возвращаемыми и пригодными к многократному использованию. Авиационно-космический летательный аппарат летит обратно к земле и приземляется на обычной взлетно-посадочной полосе как самолет. Ракета-носитель выпускает полезную нагрузку и уходит с орбиты. При ее снижении в атмосферном слое раскрывается парашют, и затем ракета-носитель обнаруживается самолетом-разведчиком. В первых двух ступенях используются двигатели, которые позволяют использовать атмосферу в качестве окисляющего компонента топлива, что в огромной степени снижает вес транспортного средства и обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик почти на порядок в сравнении с известными транспортными средствами с ракетным приводом.

Сущность изобретения

Главной задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание технологической системы минимального риска для вывода полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту. Другой задачей является создание системы для запуска спутников, способной производить запуск при различных погодных условиях и из различных мест по всему земному шару. Другой задачей является максимальное использование атмосферы для окисления горючего в системе запуска. Дальнейшей задачей является снижение силового воздействия транспортного средства на полезную нагрузку в процессе вывода на орбиту, более мягкая доставка. Еще одной задачей является обеспечение гибкой способности заменять одиночный вышедший из строя спутник на определенной орбите. Еще одной задачей является создание системы запуска, все ступени которой являются при нормальных условиях ступенями многократного использования при снижении затрат на содержание между запусками. Еще одной задачей является создание системы запуска, которая может использовать существующие аэродромы в качестве пусковых площадок.

...

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Система запуска на орбиту представляет собой трехступенчатое транспортное средство горизонтального взлета и полета к низкой околоземной орбите. Она состоит из турбовентиляторного самолета с отделяющимся авиационно-космическим летательным аппаратом с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который несет ракету-носитель для вывода полезной нагрузки на орбиту. Подъемный турбовентиляторный самолет может взлетать с любой обычной взлетной полосы достаточной длины. Для операций по запуску в самолете используется обычное оборудование, оснастка, топливо и т. д. После взлета самолет поднимается до номинальной высоты около 11 тысяч метров и летит до определенной позиции для облегчения вывода полезной нагрузки на заданную орбиту. По достижении заданной позиции и высоты эта первая ступень отделяет другие ступени, которые безопасно падают вниз от первой ступени.

Далее вторая ступень в виде отделяемого авиационно-космического летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным приводом набирает высоту и ускоряется, находясь в атмосферном слое. После подъема авиационно-космического летательного аппарата над атмосферным слоем прямоточные воздушно-реактивные двигатели отключаются и вторая ступень продолжает двигаться к большим высотам для выпуска третьей ступени. Двери грузового отсека авиационно-космического летательного аппарата открываются для выпуска ракеты-носителя третьей ступени на высоте около 91,5 тысяч метров, номинальной для стандартного спутника низкой околоземной орбиты. Ракета-носитель 5 с полезной нагрузкой 9 может выбрасываться из грузового отсека 6 с помощью троса и тросовой лебедки (не показаны) или любых других соответствующих средств. Далее ракета-носитель поднимается до высоты около 502 тысяч метров и ускоряется до скорости примерно 7620 м/с.

Для возвращения на землю авиационно-космический летательный аппарат летит обратно и горизонтально приземляется на аэродроме. Ракета-носитель уходит с орбиты, раскрывает парашют, и далее ее возвращает самолет, оснащенный системой сброса парашюта возвращения. Для такого возвращения может быть использован самолет первой ступени или летательный аппарат второй ступени. Самолет первой ступени с турбовентиляторным приводом возвращается на аэродром.

...
---------------------------


- на "кольцевой ракетный блок":

RU (11) 2192992 (13) C2

(54) ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ МНОГОСТУПЕНЧАТОГО РАКЕТОНОСИТЕЛЯ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для выведения на околоземные орбиты как гражданских, так и военных космических аппаратов. Предлагаемая ступень выполнена в виде единого блока в форме гладкостенной трубы. Она установлена на пилонах соосно центральному блоку второй ступени ракетоносителя с возможностью отделения от последней. Камеры сгорания главных реактивных двигателей первой ступени размещены по периметру хвостовой части трубы. С внешней стороны этих камер установлена камера дожигания, которая может быть снабжена соплом Лаваля. Баки горючего и окислителя размещены в трубчатой стенке блока первой ступени, а головная часть этой ступени выполнена в виде кольцевого конуса. На наружной поверхности трубы установлены стабилизаторы с управляющими камерами на их гребнях. Изобретение направлено на повышение тяговооруженности первой ступени ракетоносителя и сокращение времени выведения космического аппарата на орбиту. 1 з. п. ф-лы, 6 ил.

...

Устройство работает следующим образом.

Для обеспечения старта многоступенчатого ракетоносителя с трубчатой первой ступенью 1 включается зажигание одновременно всех главных камер 6 и второй ступени 2. После старта за счет перепада давлений в двух эжектирующих потоках I, II и одном эжектируемом потоке III устройство начинает работать в режиме прямоточно-эжекторного ракетоносителя, т.е. в кольцевой зазор 5 начинает непрерывно поступать атмосферный воздух, который, обеспечивая дожигание продуктов реактивного топлива в среде кислорода в камере дожигания 7, работает как дополнительное рабочее тело, что увеличивает реактивную тягу и, следовательно, скорость устройства, сокращая время выхода на космическую орбиту без дополнительных затрат горючего. После выработки горючего в первой ступени 1 происходит разрыв пироболтов 13, освобождая пилоны 3 от стяжки 14, а верхние пилоны 4 при этом выйдут под действием веса блока 1 из гнезд 12, отделяя тем самым первую ступень 1 от второй ступени 2.

Такая конструкция первой ступени многоступенчатого ракетоносителя позволяет получить дополнительную реактивную тягу за счет того, что все главные камеры 6 первой ступени размещены равноудалено друг от друга по кольцевому периметру, создают трубчатый в сечении эжектирующий поток I, который охватывает сплошной в сечении эжектирующий поток II от центрального блока, а между ними создается трубчатый в сечении эжектируемый поток III встречного воздуха атмосферы. Работа прямоточного эжектора при этом такова, что на место сжигаемою эжектируемого воздуха в кольцевой зазор 5 поступают новые порции воздуха за счет давления встречного потока и за счет его подсоса от перепада давлений между потоками I, II и III; ввиду того, что скорость обоих эжектирующих потоков всегда больше, чем эжектируемого потока, то и давление в эжектирующих потоках будет меньше, чем в эжектируемом, а это обеспечивает увеличение отбрасываемой массы эжектируемого газа и выделение дополнительной тепловой энергии при дожигании продуктов неполного горения ракетного топлива от взаимодействия с атмосферным кислородом, т.е. получая дополнительное рабочее тело. А это, в свою очередь, увеличивает реактивную тягу устройства и обеспечивает сокращение времени вывода космического аппарата на околоземную орбиту.

==========================================================================

Не в тую, как "аналоги":

RU (11) 2165869 (13) C1

(54) ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система содержит самолет, вертикальную криогенную емкость с жидким кислородом и космическую ракету-носитель с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, имеющей топливный бак жидкого кислорода, запорные и дренажный клапаны, трубопроводы и насос, предназначенные для подготовки воздушного старта из фюзеляжа самолета. В передней части бака выполнена поперечная разделительная перегородка с отверстием для создания замкнутой газожидкостной полости и жидкостной полости, верхняя часть которых связана с верхней частью емкости. Изобретение направлено на повышение надежности запуска ракетной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. 4 ил.

...

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Воздушно-космическая система, включающая самолет-разгонщик и размещенную в его фюзеляже с возможностью десантирования ракету-носитель космического назначения с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, отличающаяся тем, что в фюзеляже самолета-разгонщика установлена вертикальная емкость с жидким кислородом, при этом в баке жидкого кислорода ракеты-носителя выполнена поперечная разделительная перегородка, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек в передней части бака, нижняя часть которого через выполненное в перегородке отверстие сообщена с основным объемом этого бака и через трубопровод с насосом жидкого кислорода соединена с нижней частью криогенной емкости, верхняя часть которой через трубопроводы с запорными клапанами соединена с верхними частями газожидкостного отсека и основной полости бака жидкого кислорода, а также сообщена с атмосферой.

----------------------------

"Нетрадиционные", тоже даны как "аналоги":

RU (11) 2111147 (13) C1

(54) ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА

Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и воздушно-космическим транспортным системам многоразового использования, орбитальным станциям и межпланетным короблям. Сущность изобретения: воздушно-космическая транспортная система содержит многоразовый возвращаяемый летательный аппарат с многоразовыми возвращаемыми стартовыми ускорителями. Летательный аппарат выполнен в виде дискообразного аэростатического корпуса из эластичных верхней и нижней оболочек. Оболочки закреплены кромками на жестком торе с обтекателями. На нижней оболочке закреплено связанное с тором силовое кольцо с жестким конусом, образующим грузовой отсек. На торе и жестком конусе закреплены баллоны для газа легче воздуха - водорода. Баллоны имеют приспособление для его подачи в качестве топлива в силовые установки и повторного заполнения их водородом. Возвращаемый летательный аппарат имеет силовую установку в виде маршевых двигателей основного режима, ориентации, стабилизации и посадок. Стартовые ускорители имеют аэродинамические крылья, силовые установки, средства управления и приспособления для отделения от летательного аппарата и самостоятельного снижения и посадки. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

------------------


RU (11) 2137680 (13) C1



(54) МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА

Изобретение относится к ракетостроению. Ракета содержит полезный объем для энергоресурсов, людей и грузов, а также корпус с полым кольцом, по периметру которого закреплены реактивные двигатели. Полезный объем образован в полости кольца корпуса ракеты. В ракете предусмотрено несколько колец, которые стыкуются по высоте в многоступенчатую конфигурацию. Стыковка производится при помощи стоек, снабженных элементами отстрела. При старте, посадке и в полете режим работы двигателей можно менять, заставляя ракету (или ее ступень) лететь вертикально, горизонтально или зависать на месте. Для управления работой двигателей и вспомогательных систем ракеты предусмотрен бортовой компьютер. Изобретение направлено на повышение габаритно-весового совершенства ракеты и расширение области решаемых ею стратегических и тактических задач. 4 ил.

Ну, "кольцевой блок", нам мало интересен (хотя есть вопрос к специалистам, если здесь окажутся: насколько он может быть эффективен "как ВРД"?)

Основные противопоставления по первому источнику примерно в этих фразах:

"Для каждой ступени в пределах ее высотного рабочего диапазона используется соответствующий аэродинамический летательный аппарат и источник мощности.
...
Другой задачей является максимальное использование атмосферы для окисления горючего в системе запуска.
...
Двери грузового отсека авиационно-космического летательного аппарата открываются для выпуска ракеты-носителя третьей ступени"

Но ведь предлагается-то "ракета традиционной схемы", с единственным отличием в том, что "везде, где можно, меняем ЖРД на ВРД" :wink:  :mrgreen:
Так что если это - "противопоставление", то я - папа римский (справка: я не папа римский :mrgreen: )

А главное возражение - "очевидно из уровня техники"
Возможно это и так (собственно, так оно и ожидалось "что-то в этом роде"), но тогда это и есть тот маленький "эль скандаль при посторонних" ( (С) к/ф Формула любви ), которые мы с Bell'ом так любим :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:

"Вот весчь совершенно очевидная и всем давно и хорошо известная, а где, спрашиваю я, признаки хоть какой-то, самой мизерной активности в этом направлении?
А?
Где конструкторские проработки, планы, проекты, где новая "Буря" для Клипера, где широкая перспектива и новые горизонты?
Где я вас спрашиваю?
Там же, где гидразиновый космический буксир-разгонник, 40-тонная ракета "для Луны" и ЛОС?
Так получается?
Не-е-ет!
Тут явно пахнет заговором!"

PS.
И даже не одним... :roll:
 :wink:  :mrgreen:

Будут ли применять в составе одноразовой первой ступени (именно для первой ступени) гиперзвуковые воздушно-реактивные двигатели? Насколько это перспективно?

Эжектор это ещё один +

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА теперь выкиньте турбину. ;)

Использование ТВРД на старте позволяет снизить требования к мощности ЖРД-бустеров, они будут проще/дешевле/многоразовее
При том, что используемые "турбины" - это "серийное - вообще говоря, - производство", ничего "особенного" в них не предвидется
Ворон, ваш вариант в любом случае "имеет право на жизнь", но его "преимущества" далеко не очевидны

 Преимущество такое - на бОльшем участке разгона с ВРД эта самая турбина вообще не нужна.
 Разгон с использованием ЖРД - в режиме горизонтального полёта, займёт секунд 50 и будет использовано 15-20% топлива. Зато потом не надо таскать с собой турбину до скорости 5 Махов. (Её надо ещё куда-то убрать надо из воздухозаборника, иначе погорит.)

 Кроме того, есть вариант РПД - ракетно-прямоточный двигатель, тот же ПВРД, но с дожиганием топлива в воздушном потоке. В варианте с РДТТ использовался в ЗРК.

Цитировать

ЦитироватьСтримфлов, я наверно тупой. :( Ничего не понимаю. :( Пока я здесь зацитируйте одним предложением, чем авиационная ступень проще/дешевле ракетной?

 Старый, я приводил вам данные по стоимостям самолётов и ракет - на единицу сухой массы они близки.
 При этом самолёты очень многоразовые, ракеты пока нет.

 Далее, берём ваш "ракетный X-33" и ставим на него ВРД, можно это сделать?
 Сухая масса увеличится на массу ВРД, грубо так - на 10%, пусть даже на 20%.
 При этом вы можете выкинуть ВЕСЬ окислитель первой ступени...

Цитировать

ЦитироватьСтримфлов, я наверно тупой. :( Ничего не понимаю. :( Пока я здесь зацитируйте одним предложением, чем авиационная ступень проще/дешевле ракетной?

 Старый, я приводил вам данные по стоимостям самолётов и ракет - на единицу сухой массы они близки.
 При этом самолёты очень многоразовые, ракеты пока нет.

 Далее, берём ваш "ракетный X-33" и ставим на него ВРД, можно это сделать?
 Сухая масса увеличится на массу ВРД, грубо так - на 10%, пусть даже на 20%.
 При этом вы можете выкинуть ВЕСЬ окислитель первой ступени...

Я не являюсь специалистом в ракетной технике, поэтому то, о чём буду писать ниже, может вызвать недоумение у специалистов-ракетчиков.

Уменьшить массу окислителя в ракете можно было бы, если применить прямоточные ускорители по бокам первой ступени(и других ступеней).
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/757325w.jpg)
Включать прямоточные двигатели-ускорители можно на высоте 10 км и выше при скорости, на которой работа прямоточных двигателей будет с найбольшей отдачей. В качестве топлива использовать керосин, как и в основных двигателях.
Таким образом можно было бы увеличить массу топлива, а значит и высоту орбиты запускаемого аппарата. Понимаю, масса первой ступени всё-таки увеличиться из-за наличия дополнительных боковых двигателей-ускорителей.
Конструкция первой ступени усложняется, следовательно надёжность уменьшается, что является недостатком.

______________________________________
Вот нашёл статью о зенитной управляемой ракете 22Д: http://pvo.guns.ru/s75/22d.htm
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24327.jpg)

То есть раньше подобные решения уже отрабатывались.

Зенитная ракета не должна выходить на орбиту, а должна надежно догонять самолет, который, как известно, тоже не летает по орбите, а находится все время в относительно плотном воздухе. Разгоняться в относительно плотном воздухе до почти космических скоростей не увеличив резко массу конструкции??? КАК? А если пытаться скорее выйти за пределы атмосферы, то зачем из-за нескольких секунд полета с забортным окислителем увеличивать, опять же, массу конструкции?  :roll:  Нее, не катит. Одни сложности...

ЦитироватьЗенитная ракета не должна выходить на орбиту, а должна надежно догонять самолет, который, как известно, тоже не летает по орбите, а находится все время в относительно плотном воздухе. Разгоняться в относительно плотном воздухе до почти космических скоростей не увеличив резко массу конструкции??? КАК? А если пытаться скорее выйти за пределы атмосферы, то зачем из-за нескольких секунд полета с забортным окислителем увеличивать, опять же, массу конструкции?  :roll:  Нее, не катит. Одни сложности...

Признаю, что ошибался