Разрешите предложить на обозрение обновлённую идею АКСа.
www.alexgysev.narod.ru
Попытался изложить кратко, но отвечу на любые вопросы, если интересно выложу подробности моих умозаключений.
С уважением Алексей.
Двигатель 2 ступени будет перевешивать при возвращении. Т.е. крыло надо существенно сдвинуть назад, а для управлеия применять ПГО. Кроме того, неясно расположение грузового отсека. И... форма корпуса для гиперзвукового входа в атмосферу должна быть несколько другой - по крайней мере, носовая часть ступени должна иметь форму, не создающую лишних скачков уплотнения, и быть покрыта ТЗП. Ну, и есть еще несколько замечаний (например, знает ли автор, какой обьем занимает водород и что на водороде отлично работает ВРД, причем до бОльшей скорости нежели на керосине), но они все непринципиальны, поскольку снимаются в процессе более детальной доработки проекта.
Кроме того, не могу не отметить, что идея набора первой ступенью существенной скорости на ВРД, затем выпрыгивания за атмосферу на ЖРД и разделения вне атмосферы, является копирайтом соавторов hcube-Зомби, каковой копирайт должен быть проставлен. В принципе, этот проект, являющийся по сути развитием Спирали (с целью адаптации концепта последней к существующим техническим возможностям), является наиболее... гхм, ладно, вторым по реализуемости АКСом с полной многоразовостью. На первом месте - РН типа Ангара-Байкал. Если устранить все вышепомянутые замечания (т.е. перевести первую ступень на углеводородное топливо ради сокращения обьема, ради того же самого обеспечить последовательную работу ступеней, оптимизировать конструкцию 1 ступени и т.д.) - то получится как раз вышеупомянутый концепт. Примерно вот такой : (извиняюсь за набросочность рисунка, но у 3Д рисовальщика тоже работа ;-D)
http://pics.livejournal.com/hcube/pic/0000gscq/s640x480
ЦитироватьДвигатель 2 ступени будет перевешивать при возвращении. Т.е. крыло надо существенно сдвинуть назад, а для управлеия применять ПГО. Кроме того, неясно расположение грузового отсека. И... форма корпуса для гиперзвукового входа в атмосферу должна быть несколько другой - по крайней мере, носовая часть ступени должна иметь оживальную форум и быть покрыта ТЗП.
Кроме того, не могу не отметить, что идея набора первой ступенью существенной скорости на ВРД, затем выпрыгивания за атмосферу на ЖРД и разделения вне атмосферы, является копирайтом соавторов hcube-Зомби, каковой копирайт должен быть проставлен.
Отвечу в начале на последнее замечани. Помните Аля-Спираль... , там это уже было, а hcube-Зомби было потом.
Оперение 2-й ступени и так заметно сдвинуто назад, к тому же кроме ЖРД большинство прочих агрегатов находятся в боковых наростах в передней части корпуса.
Грузовой отсек несколько своеобразный, 2-я ступень тащит груз закрепленный открыто, без всякого отсека, без обтекателей...
С всеми тонкостями аэродинамических форм я чесно скажу, не напрягался, не очень силен. По этому соглашусь с компетентным мнением по смене формы носа (не моего), углами стреловидности...
А места АКСа где требуется особая теплозащита я покрасил коричневой краской.
Было. Но Спираль не выпрыгивала из атмосферы. Плюс, набираемая на ВРД скорость была всего 6М - и то в проекте. Плюс, вторая ступень была одноразовой. Ну, и т.д. Схема выпрыгивания из атмосферы на той же ступени, которая есть самолет-разгонщик - оригинальная. Во всяком случае больше ее никто не предлагал. Так что прошу все-таки (с) ставить - это ни к чему не обязывает, один фиг реализовывать это никто не будет ;-D. Иначе можно постановить, что (с) на ракеты у китайцев, а на ТРД - у немцев, и закрыть прием новых проектов ;-D.
Не ОПЕРЕНИЕ. А несущее крыло. У пустой ступени центр масс находится примерно на трети от хвоста. Вот там должен находиться аэродинамический фокус - или еще дальше в хвост. Этого можно достичь, только разместив крыло ЗА ЦД, а ПГО - на переднем конце. Если посмотрите на проект H-Z, то увидите. что там так и сделано, кроме того, аэродинамические поверхности второй ступени при разгоне и выходе на орбиту вообще сложены. А раскрываются они уже после торможения до дозвука на несущем корпусе. ДАже с несущим корпусом, боковой маневр будет не менее 1500 км - этого по моему для всех разумных применений хватит.
Размещение ПН в хвосте - плохая идея. Аккустические нагрузки от работы двигателей могут повредить ПН. Кроме того, при нештатном развитии ситуации в случае пилотируемого варианта у космонавтов нет шансов. В общем, общепринятый подход - ПН относить от двигателей. Целее будет.
Аэродинамика гиперзвука очень простая - на всем что летает быстрее 5М - ничего выступающего. Форма корпуса должна быть такой, чтобы 'вклиниваться' в ударную волну. Идеальной формой для несущего корпуса на мой взгляд является корпус Х-33, но без рулевых плоскостей и крыльев - те должны открываться уже ПОСЛЕ торможения, и иметь форму оптимальную для ДОзвукового полета. НА H-Z применен корпус треугольного сечения ('лыжа'), который менее устойчив в потоке, зато лучше компонуется с разгонщиком и имеет лучшее обтекание именно в составе комплекса.
ЦитироватьДвигатель 2 ступени будет перевешивать при возвращении. Т.е. крыло надо существенно сдвинуть назад, а для управлеия применять ПГО. Кроме того, неясно расположение грузового отсека. И... форма корпуса для гиперзвукового входа в атмосферу должна быть несколько другой - по крайней мере, носовая часть ступени должна иметь форму, не создающую лишних скачков уплотнения, и быть покрыта ТЗП. Ну, и есть еще несколько замечаний (например, знает ли автор, какой обьем занимает водород и что на водороде отлично работает ВРД, причем до бОльшей скорости нежели на керосине), но они все непринципиальны, поскольку снимаются в процессе более детальной доработки проекта.
Кроме того, не могу не отметить, что идея набора первой ступенью существенной скорости на ВРД, затем выпрыгивания за атмосферу на ЖРД и разделения вне атмосферы, является копирайтом соавторов hcube-Зомби, каковой копирайт должен быть проставлен. В принципе, этот проект, являющийся по сути развитием Спирали (с целью адаптации концепта последней к существующим техническим возможностям), является наиболее... гхм, ладно, вторым по реализуемости АКСом с полной многоразовостью. На первом месте - РН типа Ангара-Байкал. Если устранить все вышепомянутые замечания (т.е. перевести первую ступень на углеводородное топливо ради сокращения обьема, ради того же самого обеспечить последовательную работу ступеней, оптимизировать конструкцию 1 ступени и т.д.) - то получится как раз вышеупомянутый концепт. Примерно вот такой : (извиняюсь за набросочность рисунка, но у 3Д рисовальщика тоже работа ;-D)
http://pics.livejournal.com/hcube/pic/0000gscq/s640x480
Про возможность применения водорода в ТРД я вроде упоминал.
В этом случае вообще тогда зачем керосин? Но если не выдавливать из ВРД гиперзвук, то проще на керосине.
Я немного прибрасывал объема баков 1-й ступени хватит для достаточного количества водорода, а учитывая возможность перелива, и одновременной работы всех ЖРД, пришел к выводу об едином топливе, а именно водороде.
Водород лучше с точки зрения УИ. Но он плох с точки зрения разгона в атмосфере - есть разница, тащить 15 тонн водорода для 90-тонной второй ступени, или тащить 15+20+25 = 60 тонн водорода для 2 ступени, 1 ступени, и ВРД. Обьем больше в 4 раза - это мидель больше как минимум в 2 раза по сравнению с использованием углеводородов типа того же метана. Кроме того, растет удельная масса баков. В лучшем случае выигрыш в УИ разменивается на падение весового совершенства.
В общем, мое мнение - что оптимальным является метан на 1 ступени (в.т.ч. для ВРД - при этом их не надо заново разрабатывать, отлично работают существующие), и водород на второй. Окислитель в обоих случаях - жидкий кислород.
Уже считалось много раз, что 1-я ступень (обычного, вертикально стартующего носителя) при одинаковой стартовой массе (сухая масса + топливо) примерно одинаковая для керосина и водорода.
Конечно было бы удобнее применить на 1-й ступени керосин, НО:
1) тогда если включать все ЖРД одновременно, на дальнейший разгон 2-й ступенью останется слишком мало топлива.
2) если включать вначале только ЖРД 1-й ступени их тяговооруженность для полностью заправленной - тяжелой системы явно особенно в начале будет желать большего.
Да и исходя из предложенной мной формы и пропорций АКСа, если первую ступень залить керосином и кислородом нужно будет в трое увеличивать площедь крыльев, а то не взлетит.
Про место расположения ПГ скажу: ДА близко, но не в зоне действия струи из сопла ЖРД. Вибрацию может погасить подвеска, про аварию, то назовите хоть один случай аварии со взрывом, чтоб остался живым ПГ.
1) если взлет горизонтальный, на ВРД, то ЖРД заглушены до достижения точки окончания разгона. В этом случае, грубо говоря, затраты топлива на разгон пропорциональны миделю корпуса. Меньше мидель - меньше затраты. Далее, когда начинается разгон, ступени ДОЛЖНЫ работать последовательно. Вначала вырабатывается более плотный метан-кислород, затем разделение, затем водород-кислород - но уже на второй ступени, которая УЖЕ летит по баллистической траектории в направлении орбиты, и не отягощена аэродинамическими излишествами для горизонтального полета - т.е. имеет высокое весовое совершенство. При этом при разгоне ВРД МОГУТ некоторое время продолжать работать - пока скоростного напора хватает для поддеражния именно атмосферного полета. В конечном итоге, правда, ступень должна выйти из атмосферы, так что сразу после запуска ЖРД ступень должна начать набирать угол тангажа с горизонтали 'вверх', чтобы к концу разгона он достиг примерно 30-45 градусов. Но постепенно, так чтобы атмосфера раньше кончилась, чем произойдет срыв потока на крыле ;-D.
2) Уйма. Штук 10 наверное. Я имею в виду срабатывание САС Союзов при аварийных пилотируемых запусках. Туда же - срабатывание САС на Протонах при запуске ТКС.
Ну, т.е. я не говорю, что АКС H-Z идеален, но он близок к оптимуму для многоразовой системы на химическом топливе.
Я продумывал вариант установки ПГ в передней части 2-й ступени, например как на ГК-175, но это на много снижает массовое совершенство, усложняет компановку, создает очень много проблем для придания приемлимых аэродинамических форм, особенно для взлетающей системы.
В моем варианте компановки, при условии, что призошел отказ, но не взрыв, спасение гарантировано.
1) если произошел отказ ВРД на любом участке подъема, то система сможет на ЖРД вернуться на аэродром, по ходу выработав или слив топливо, совершить посадку в сборе.
2) если произошел отказ ЖРД 1й ступени, то например на ЖРД 2-й ступени можно вернусться на аэродром, топлива хватит.
3) ЖРД 2-й ступени запускается одновременно с ЖРД 1-й ступени, поэтому если произошел его отказ до начала разцепления, то на ЖРД 1-й ступени можно вернуться на аэродром, хотя бы запасной.
4) если ЖРД 2-й ступени отказал после или во время разцепления, то необходимо закончить разцепление, 1-я ступень садится штатно, а вторая слив топливо садится на запасной аэродром, уже без ПГ (к сожалению, но это единственный вариант потери ПГ).
5) если отказал один ВРД 1-й ступени при заходе на посадку, пытаться садить на втором, аэродинамика должна позволить.
6) если отказал один ТРД 2-й ступени призаходе на посадку, то второго вполне хватит, чтоб продолжать полет и совершить посадку.
Цитировать1) если взлет горизонтальный, на ВРД, то ЖРД заглушены до достижения точки окончания разгона. В этом случае, грубо говоря, затраты топлива на разгон пропорциональны миделю корпуса. Меньше мидель - меньше затраты. Далее, когда начинается разгон, ступени ДОЛЖНЫ работать последовательно. Вначала вырабатывается более плотный метан-кислород, затем разделение, затем водород-кислород - но уже на второй ступени, которая УЖЕ летит по баллистической траектории в направлении орбиты, и не отягощена аэродинамическими излишествами для горизонтального полета - т.е. имеет высокое весовое совершенство. При этом при разгоне ВРД МОГУТ некоторое время продолжать работать - пока скоростного напора хватает для поддеражния именно атмосферного полета. В конечном итоге, правда, ступень должна выйти из атмосферы, так что сразу после запуска ЖРД ступень должна начать набирать угол тангажа с горизонтали 'вверх', чтобы к концу разгона он достиг примерно 30-45 градусов. Но постепенно, так чтобы атмосфера раньше кончилась, чем произойдет срыв потока на крыле ;-D.
2) Уйма. Штук 10 наверное. Я имею в виду срабатывание САС Союзов при аварийных пилотируемых запусках. Туда же - срабатывание САС на Протонах при запуске ТКС.
Ну, т.е. я не говорю, что АКС H-Z идеален, но он близок к оптимуму для многоразовой системы на химическом топливе.
В принципе перевод 1-й ступени моего АКСа на углеводородное топливо не представляет ни каких проблем, немного уменьшается диаметр блоков 1-й ступени, и включение ЖРД сделать последовательным, но при этом соотношение массы ПГ к сухой массе системы сильно не улутьшится. Дело в том, что после включения ЖРД вся система еще очень тяжелая, тяги нужно много для более быстрого выпрыгивания из атмосферы, чтоб снизить те же аэродинамические потери и лишний запущенный двигатель совсем не лишний. Можно конечно взять более мощные ЖРД 1-й ступени. Дело еще и в том, чтоб запустить все ЖРД, пока еще есть возможность спасения всего комплекса и ПГ. Да и в данном случае лишние почти 100 с УИ с запасом компенсируют увеличение размеров 1-й ступени. Да и основной груз аэродинамических потерь ляжет на плечи ВРД.
Да и если сравнить 2-ю ступень моего АКСа и АКСа H-Z, то видим, что то массовое совершенство, которое скушает полнценные крылья и оперение, в АКСе H-Z приравняется к тому, чтоб разделить на два паралельных бака, скроить грузовой контейнер с открывающимися створками, оставить приличный запас топлива на посадку, т.к. аэродинамические качества при посадке никудышные, подъемной силы крыльев нету, скорость захода на ВПП огромна. Да и если сравнить возможные геометрические размеры ПГ, то в моем АКСе диаметр ПГ не меньше диаметра 2-й ступени, а отдельные элементы могут быть еще большено размера, ПГ вообще может быть прямоугольным или орбиталиным самолетом с достаточными крыльями и оперением. В АКСе H-Z ПГ должен быть достаточно компактным и миниатюрным.
Тяжелая, не тяжелая - это все относительные понятия. Должно хватать тяги - да и то - в схеме с разгоном одновременно на ТРД и ЖРД тяга ЖРД может быть даже ниже массы комплекса на момент запуска ЖРД. Т.е. для 400-тонного АКС более чем достаточно 2 ЖРД типа НК-33, доработанных под метан. На второй ступени - два 11Д57, плюс двигатели системы орбитального маневрирования.
Далее, ТРД а-ля SR-71 хороши когда их два. На метановом разгонщике 400-тонного комплекса по самым скромным прикидками их надо 6 штук. Лучше 8. На водородном будет не менее 12. Такое количество двигателей, размещенное на или в крыле, создает огромное число скачков уплотнения, который интерферируют между собой и конструкцией, в результате аэродинамическое качество на сверхзвуке катастрофически падает.
Чтобы этого избежать, в схеме АКС H-Z двигатели собраны в 2 мотогондолы, расположенные по бокам от топливного отсека первой ступени. В результате сама форма корпуса играет роль большого воздухозаборника для них, несколько расширяя диапазон работы ВРД при разгоне. В то же время, компактный 'короб' двигателей не создает лишних скачков уплотнения.
Аналогично, разгонщик может лететь как с 'горбом' второй ступени, так и без него, при этом аэродинамика меняется несущественно - во всяком случае, недостаточно, чтобы самолет потерял устойчивостьв полете. При этом разделение ступеней происходит в невесомости, за атмосферой, по плоскости их стыковки. Не нужно никакого безударного движения двух цилиндров на большом растоянии - ступени просто расходятся и все.
Далее, по размещению ПН. Я при проектировании второй ступени исходил из того, что вторая ступень должна работать и как челнок и как средство выведения - т.е. балансировка ее и в варианте с возвращаемой ПН, и без нее, должна быть идентична. Этого можно добиться только одним способом - разместив отсек ПН в центре масс ступени. Т.е. разделив водородный бак на два и поместив отсек ПН между ними, примерно на треть длины ступени от хвоста. Треугольник при этом образуют кислородные баки, которые одновременно являются силовой основой ступени. Примерный габарит отсека ПН - 4 метра в диаметре, 6-7 метров длины, при общей длине ступени порядка 20-25 метров. Это примерно такой же габарит, как у обтекателя РН Союз, притом что ПН АКС - порядка 5 тонн.
Альтернативно, в случае когда ступень заведомо летает с фиксированной ПН - грузопассажирской кабиной - можно разместить кабину в носовой части, заняв примерно половину длины корпуса. При этом доставляемый груз находится в задней части кабины, пассажиры - в передней.
Вы не пытались при своих 4-х метрах диаметра ПГ оценить размеры всей второй ступени, объемов баков, массы топлива....
Вот у меня при 4-х метрах диаметра 2-й ступени, 3.6 метрах блоков первой. С массовым совершенством 1-й ступени - 3.2, второй - 2.5, стартовой массе 650 тонн, ЖРД подобных РД-0120. ВРД 1-й ступени пока не выбрал, поэтому считал в пропорциях, при разгоне на них до 3-х Махов. (видите массовое совершенство без выжимания предельных параметров, и его можно немного подшлифовать). При всем этом масса ПГ получается близкой к 30 т.
.... ээээ... а можно более подробно расчет показать? Потому как у меня получалось при совершенстве 1 ступени 0.3 и второй 0.15 ПН порядка 5 тонн для 300-тонного комплекса, на орбиту при этом выходит что-то около 12 тонн в сумме. По моему, вы что-то не учли при расчете - скажем, аэродинамические потери. Или расход топлива ТРД.
Да - весовое совершенство для 1 ступени самолетного типа следует считать вместе с ПН и 2 ступенью. Т.е. 0.3 от 650 - это около 200 тонн. А не от собственной заправленной массы.
Конечно массовое совершенство 0.32 и 0.25, извеняюсь, описка.
И массовое совершенство 1-й ступени я считал без учета ПГ и 2-й ступени, только собственное.
Если чесно, считать меня не кто не учил (даже книжки), только что помнил из курса физики. Я разбивал весь полет на периоды в 10 сек, вычислял некое ускорение изходя из тяги и массы (на тот момент), вычитал из него действие силы тяжести (изходя из угла подъема), вычел действие аэродинамического сопративления (выбранное методом пропорций с извесными самолетами, конечно с учетом квадрвта скорости и плотности атмосферы и еще коэфициента аэродиномического сопративления). Имея среднее ускорение и угол движения на каждые 10 сек полета расчитал горизонтальную скорость и высоту.
ЦитироватьКонечно массовое совершенство 0.32 и 0.25, извеняюсь, описка.
И массовое совершенство 1-й ступени я считал без учета ПГ и 2-й ступени, только собственное.
Если чесно, считать меня не кто не учил (даже книжки), только что помнил из курса физики. Я разбивал весь полет на периоды в 10 сек, вычислял некое ускорение изходя из тяги и массы (на тот момент), вычитал из него действие силы тяжести (изходя из угла подъема), вычел действие аэродинамического сопративления (выбранное методом пропорций с извесными самолетами, конечно с учетом квадрвта скорости и плотности атмосферы и еще коэфициента аэродиномического сопративления). Имея среднее ускорение и угол движения на каждые 10 сек полета расчитал горизонтальную скорость и высоту.
Мне кажется, Вам бы хорошо помогла программа ratman'a - LaunchModel, можно скачать здесь:
http://us.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Реализованная через Excel расчетная модель для выведения РН на орбиту, можно доработать и под АКС. И неплохие пояснения.
И еще вот здесь ссылка не хорошую книгу (возможно, уже известную Вам):
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4151&start=267
(http://img27.picoodle.com/img/img27/5/12/22/f_zombym_14ef26e.jpg)
:D
to D.Vinitski
Чего Вы всех высмеиваете-то? Есть у людей желание - пускай поразбираются. Заодно может свой уровень поднимут...
(может, хоть немного сообразят, почему такого АКС никто не сделал раньше ;) )
Да ясно, откуда такая ПН - первая ступень с совершенством 0.32 от собственной массы, и с самолетным УИ. И еще водород на обоих ступенях. Но это все расчетные тонкости ;-).
ЦитироватьДа ясно, откуда такая ПН - первая ступень с совершенством 0.32 от собственной массы, и с самолетным УИ. И еще водород на обоих ступенях. Но это все расчетные тонкости ;-).
Самолетный УИ, только на этапе разгона на ВРД. К началу работы ЖРД, я принял высоту 25 км, скорость 1 км/с. Для размерности ранее упомянутого АКСа со стартовой массой примерно 650 т. При пуспе ЖРД полная масса будет уже 590 т, УИ 415, аэродинамическое сопративление около четверти от тяги...., Затем оно постепенно уменьшается с набором высоты. Вообще все параметры: УИ, гравитационные, аэродинамические потери, конечно массу и тягу на кждом участке просчитывал индивидуально.
Конечно гарантировать, что не наделал ошибок не буду.
SpaceR за программу спасибо, пока не разобрался, английский не знаю, но сейчас еще попробую.
Я никого не высмеиваю. Этот было нарисовано специально для Зомби. Он порадовался. Просто показываю, что тема хорошо обсуждена и можно ее продолжить.
Основной вопрос - это удельная масса первой ступени. Мне вполне обоснованно пеняли, что самолетов с совершенством менее 0.2 не бывает. Реальная цифра - 0.3 от полной массы. Т.е. 220 тонн от 650. Это все равно меньше, чем масса транпортного самолета, но и груз специфичный (жидкий), так что в принципе 0.3 - достижимая величина. Для второй ступени вполне возможно иметь совершенство 0.2 и даже 0.15 - это если ступень расчитана на полет только в пустом виде (т.е. сухая масса + ПН), а в заправленном она либо лежит на ложементе, либо разгоняется на ЖРД в осевом направлении.
Цифры у меня получаются такие:
Сухая масса 1-й ступени - 93 т.
Масса топлива 1-й ступени - 59 т для ВРД, 230 т для ЖРД.
Сухая масса 2-й ступени - 48 т.
Масса топлива 2-й ступени - 190 т.
Масса ПГ - 29 т.
ЦитироватьОсновной вопрос - это удельная масса первой ступени. Мне вполне обоснованно пеняли, что самолетов с совершенством менее 0.2 не бывает. Реальная цифра - 0.3 от полной массы. Т.е. 220 тонн от 650. Это все равно меньше, чем масса транпортного самолета, но и груз специфичный (жидкий), так что в принципе 0.3 - достижимая величина.
Это если с крыльями и шасси, но с ЖРД или традиционными дозвуковыми ВРД. Вы видели SR-71 ? Есть у Вас данные по массе его двигателей? Ваши гиперзвуковики будут не легче. И добавьте ещё средства на охлаждение корпуса, хотя бы носа и перед.кромки крыла.
ЦитироватьДля второй ступени вполне возможно иметь совершенство 0.2 и даже 0.15 - это если ступень расчитана на полет только в пустом виде (т.е. сухая масса + ПН), а в заправленном она либо лежит на ложементе, либо разгоняется на ЖРД в осевом направлении.
Эта масса правдоподобна только для ступени без ТЗП. Крылья и шасси в эту величину "впихнуть" ещё можно, но теплозащиту - никак. Ну или только ТЗП. Без крыльев и шасси.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7037
В моем варианте АКС особо мощной теплозащиты на 1-й ступени почти не понадобится (кроме части носовых частей, передних кромок части крыльев и хвостового оперения) и то значительно слабее, чем на 2-й ступени. Большая часть 1-й ступени при разгоне будет как бы в тени от 2-й и нагрев не будет значительным.
При возврате в атмосферу на скорости в 3 км/с пустой 1-й ступени, торможение не будет столь затяжным и поэтому я считаю, что теплозащита не сотавит больших процентов от сухой массы.
Я разумеется не против возможности разгона на ВРД и до гиперзвука (если будут созданы нужные двигатели), но даже в этом случае теплозащита 1-й ступени думаю вопрос решимый без больших жертв.
Львинную долю аэродинамического разогрева возьмет на себя 2-я ступень и при подъеме и при спуске, там действительно нужна серьезная теплозащита. Но думаю, что несколько мение мощной чем на Буране. Так как из атмосферы вырвется не более чем на скорости 3 км/с, а вернется с меньшей скоростью, чем Буран, да и сама ступень будет значительно легче и торможение пройдет быстрее. А разгон будет не настолько затяжной, как просто полет, всего несколько минут.
Для первой ступени речь не о теплозащите, а о удельной массе. Которая меньше чем 0.3 от стартовой массы, при 'самолетных' нагрузках, будет очень вряд ли. Верхняя-то понятно, схема несущий корпус - и нагрев раза в 2 ниже чем у Бурана.
А я что то подумал: что мешает моей первой ступени иметь еще более высокое массовое совершенство. При старте она почти не несет 2-ю ступень: у той свои шасси, они так же участвуют при взлете, и оперение свое. Конечно на ней остаются основные крепежные элементы, но это не так много. ЖРД даже без изменения вектора тяги. Теплозащиты практически нет. Крылья, хоть и большие по площади, но удлинение не очень, нагрузка распределена равномерно двумя блоками и заоблачной жесткости не требуют, да и прилегают к корпусу блока на пол длины и особые усиления жесткости на бакахи тем более шарниры, как у Байкала не требуются. Конечно значительно утяжеляет двойной набор двигателей: ВРД и ЖРД, тем более, раз это многоразовая система то движки с повышенным ресурсом, а значит весомее, Но и если прикинуть массы подобных движков, или хотя бы в пропорции от извесных, то это все равно по божески.
Так это еще хуже. Это значит, что ВТОРАЯ ступень будет иметь то же самое 'самолетное' совершенство. А это вообще смерти подобно - ПН упадет просто катастрофически. В общем, хочешь реалистичности - урезай осетра ;-) Да, двухступенчатая РН в 650 тонн может иметь ПН в 30 тонн. Даже в 40 тонн может. Но она ОДНОРАЗОВАЯ, с удельной массой ступеней 0.1. А масса 0.1 возможна потому, что у РН строги фиксированное вертикальное нагружение на протяжении всего процесса запуска. И в атмосфере ее на мотает с переменными нагрузками. И ТРД на ней нету. Но в основном утяжеляют не ВРД (при тяге 0.5 их масса - это 2.5-3% от полной массы), а именно что усиление конструкции.
ЦитироватьТак это еще хуже. Это значит, что ВТОРАЯ ступень будет иметь то же самое 'самолетное' совершенство. А это вообще смерти подобно - ПН упадет просто катастрофически. В общем, хочешь реалистичности - урезай осетра ;-) Да, двухступенчатая РН в 650 тонн может иметь ПН в 30 тонн. Даже в 40 тонн может. Но она ОДНОРАЗОВАЯ, с удельной массой ступеней 0.1. А масса 0.1 возможна потому, что у РН строги фиксированное вертикальное нагружение на протяжении всего процесса запуска. И в атмосфере ее на мотает с переменными нагрузками. И ТРД на ней нету. Но в основном утяжеляют не ВРД (при тяге 0.5 их масса - это 2.5-3% от полной массы), а именно что усиление конструкции.
Твоё мнение понятно, большую часть я разделяю, но если вначале расставить приоритеты, вернее поставить цель: целиком многоразовый носитель с ресурсом обеспечивающим экономическую целесообразность. Притом с возможностью дальнейшей модернизации ВРД, для увеличения ПГ.
Исходя из этой цели осмысливаем 2-ю ступень -- Это плностью самодостаточный орбитальный челнок, разгоняющий ПГ до орбитальной скорости и с возможностью посадки на ВПП, и повторного использования. При работе в связке с первой ступенью к ней (2-й ст.) не предъявляется ни каких дополнительных требований (кроме возможности перелива топлива), То есть она хоть как, хоть этак все равно такая. А про её очень низкую массовую совершенность, то думаю это не совсем так, что может быть совершенние, чем несущий корпус - бак, отсутствие внутренних грузовых отсеков, даже сбрасываемого обтекателя, крыло расчитанное не больше, чем на пустую ступень, но с хорошим планированием. Единственная силовая конструкция - это рама соединяющая ЖРД с баком, именно к этой раме крепится ПГ и хвостовое оперение, и то она не такая большая.
Нее... Если ступень лежит не на ложементе (а у тебя она не на ложементе - несущий корпус подраумевает отсутствие крыла в принципе, кроме рулевых плоскостей для разворота этого самого корпуса), то изгибающие нагрузки на порядок превосходят нагрузки от равного осевого усилия. Масса растет при этом просто без вопросов, раза в 2 самое меньшее. Именно поэтому у H-Z такая схема - у него вторая ступень разгружена настолько, насколько это вообще возможно для горизонтального старта. И нагружение у ЗАЛИТОЙ ступени - осевое, после безударной расстыковки в невесомости. А когда она входит в атмосферу и летит в ней, у нее уже масса в 6 раз ниже. Ну, в 4, если ПН возвращается. Ты не думай, чукча не дурак, чукча сопромат знает! ;-) Более того, при прохожднии атмосферы 'туда' она еще прикрыта носовой частью носителя и его скачком уплотнения - т.е. аэродинамические нагруки на нее не действуют. Поэтому ее ТОЧНО можно сделать с массой 0.15, и вероятно - с массой 0.12. Раскладное же крыло призвано снизить посадочную скорость и улучшить управляемость и устойчивость, вплоть до 0.9М ступень идет на несущем корпусе, плюс хвостовые тормозные щитки (они же при взлете, в сложенном состоянии - обтекатель хвостовой части) для управления и балансировки.
Мнение оппонента ясно, но системы несколько разные.
На подъеме в связке, ступени конечно связаны креплениями, и теорема веника присудствует, но сама 2-я ступень вынуждена быть жесткой на столько, чтоб гарантировано не сломаться при входе в атмосферу, и оперение не раскладное, а капитальное с приличной нижней поверхностью, чтоб начало торможения началось уже в верхних слоях. Мало того нижняя плоскость крыла приличную часть длины идет вдоль корпуса. Я согласен с когда то прозвучавшим замечанием что крылья на обеих ступенях можно сдвинуть немного назад, но только чтоб остался приличный рычаг приложения сил , между крыльями и хвостовым оперением.
В моём проекте 2-я ступень достаточно велика, а не в несколько раз меньше первой, как у Вас, и я не вижу смысла прятать ее внутрь первой. При взлете рычаг приложения сил будет обеспечен за счет 1-й ступени, а она уже будет ворочать 2-ю. И вроде даже не плохо перераспределяя поперечные нагрузки.
Только-что покрутил в руках модель и прикинул, как например могут быть устроены крепления, чтоб и передавать поперечные нагрузки, и компенсировать возможное продольное тепловое удлинение-укорочение ступеней, и чтоб особенно не утяжелять 2-ю ступень. Думаю реально, и даже разумно.
А всякое раскладное и сложенное в несколько раз тяжелее капитального, и на несколько порядков дороже. Это я про крылья и оперение.
У меня длина второй ступени примерно 70% длины первой, мидель - 40% миделя первой, площадь крыла - 25-30% площади крыла первой. Но сама конструкция - легче, поскольку - см.п.1 - она не расчитана на самостоятельный горизонтальный полет в заправленном состоянии. Водород опять же уйму обьема занимает. Сухая масса первой ступени для 300-тонного варианта - 90 тонн. Сухая масса второй - 18 тонн, плюс 6 тонн ПН. Т.е. первая ступень - это нормальный гиперзвуковой самолет, а вторая - 'летающий бак'. Все, ухудшающее массовое совершенство, перенесено со второй ступени на первую - крылья, шасси, ложемент усиливающий конструкцию.... даже обтекатель.
Как же на второй ступени не будет ни крыльев (раскладных), ни прочего оперения (выдвижного), ни шасси, ни маневровых движков, ни остатков топлива для посадки, да и где то нужно это топливо тратить, ещё ТЭП. Да и ворваться в атмосферу на 1-й космической вряд ли требует меньшей жесткости, чем горизонтальный полет, пусть даже в заправленом виде, да и еще наверно Вы хотите предположить посадку, торможение. Да и если расчитывать на многократное использование, то хлюбкая конструкция не пройдет.
Думаю просто нужно проэктировать любой носитель реально, и отталкиваться от реальных получающихся данных, а потом и сравнивать цифры. Я ещё не готов их предоставить. Естественно каждый находит плюсы в своей идее, и выискивает соринку в виде бревна в идее "конкурента". Попытаюсь методом сравнения и пропорций прибросить точнее массы ступеней, с сопроматом вот веришь или нет гораздо легче что то обмозговать, когда начертишь более подробный чертеж. Мне это и то не во всем помогло, когда начал делать модель, сделал по ходу целый ряд изменений, и ещё хотел сделать, но лень было переделывать.
Если правда, то я бы не прочь увидеть и у Вас более или мение наглядный рисунок, а то когда отвечаю, то коментирую то как представляю его сам, а это не то, потому что мыслим мы далеко не во всем одинаково.
Ну... я собственно ничего не топлю - идея одна и та же - полная многоразовость при самолетном взлете. Однако, есть нюансы, на которые ХО следует обратить внимание - их игнорирование приведет при отработке конструкции к катастрофическому падению ПН.
Это, например, следующее правило - массовое совершенство конструкции и УИ двигателей становятся более критичны от нижних ступеней к верхним. Это совершенно очевидно, если посмотреть на соотношение массы ПН к конечной массе ступени в конце разгона.
На самом деле, площади бака второй ступени вполне достаточно, чтобы при наличии дополнительных управляющих плоскостей играть роль крыла. Так, согласно прикидкам, вторая ступень АКС H-Z имеет площадь днища порядка 4*15 = 60 м2, плюс примерно 25м2 на раскладные крыло и оперение. Площадь крыла Бурана - 150 м2, плюс порядка 100 м2 на фюзеляж. Масса АКС с ПН - 24 тонны, масса Бурана - 100 тонн. Делим 250м2 на 4, получаем 65 м2 - что вполне сравнимо с площадью бака второй ступени. А еще есть крыло. Но при входе оно не нужно, более того - вредно. Крыло для гиперзвука - это СОВСЕМ не то же самое что крыло для дозвукового планирования. Лучше сделать в хвостовой части местное уширение корпуса и поиграть формой щита, чтобы обеспечить локальный максимум подьемной силы, который 'несет' двигатель - масса последнего составляет порядка 10 процентов от массы ступени. Управляемость же при входе дают двигатели ориентации, плюс три управляемых по позиции и углу 'лепестка' обтекателя ДУ в хвосте.
ДУ системы ориентации нужна. По моему мнению, ее надо делать на газифицированных компонентах основного топлива. Хранить их в расходных баллонах высокого давления. А вот ВРД - нет. Для 24-тонного планера нужен ВРД массой минимум 2 тонны. А ПН - 6 тонн. Т.е. прокатив на орбиту и обратно ВРД, мы теряем треть ПН в обмен на возможность для второго захода на посадку.
Ну и так далее, другие мелкие непродуманности. Просто нарисовать 'ракету с крыльями' недостаточно, надо понять, является ли она наилучшей по суммарному критерию эффективности, учитывающему и величину ПН, и удельную стоимость ПН, и диапазон интенсивностей эксплуатации в которых система эффективна, и ее альтернативное применение (так, разгонщик АНС - это готовый межконтинентальный гиперзвуковой лайнер) и т.д.
Согласен, спору нет, при разработке любого носителя возникает много мелких нюансов, от которых зависит его ПН.
Но я против всякого складного и раздвижного на ступени, которая выходит на орбиту. Это и приведет к неоправданному увеличению массы. Да при спуске с орбиты было бы проще без крыльев, но на моей модели легко сделать крылья любой стреловидности, и в принципе вход в атмосферу с крыльями уже отработан (Шатл, Буран).
Зато в аэродинамике есть такое понятие, как удлинение крыла. И оказывается, чем длиннее крыло, тем лутьше планер, а при планировании на днище будет такое страшное соотношение подъемной силы к аэродинамическому сопративлению, что не только возможности зайти на второй круг, но и выполнить элементарный маневр приведет к быстрой потере высоты, а гарантия, что точно при спуске попадешь в десятку УВЫ, а потеря дорогая. (я обратил внимание у Вас площадь крыла значительно меньше площади днища, на Буране наоборот)
Гипер и сверхзвуковые скорости при спуске продолжаются минуту, а планирование при удовлетворительной аэродинамике может быть и полчаса. Заявленное Вами требование к массе ТРД при спуске можно снизить в несколько раз, 2-я ступень не собирается на них самостоятельно взлетать, и даже набирать высоту только при их предельном режиме, а вот управляимо зайти на посадку будет возможность даже на одном. Не забываем, что АКС для оправдания своей цены должна быть надежная.
Вы для приведенной последний раз размерности заявляли, что диаметр ПГ будет 4 метра?
Цитировать(http://img27.picoodle.com/img/img27/5/12/22/f_zombym_14ef26e.jpg)
:D
To D. Vinitsky.
Первая моя командировка после ВУЗа была в Катав-Ивановск. Это рядом.
До сих пор при воспоминаниях волосы встают дыбом. Типично ЗЕКоская провинция. И похожий плакат висел в местной чайной. Это была двухсотлетней постройки изба купца-золотопромышленника из лиственничных бревен в два охвата и столов в виде козел штукатурных из неструганных досок. Стульев не было. Подавали пельмени, сваренные в ведрах в лохмотья и водку стаканами. Хлеб за счет заведения в банных шайках на столах. Под козлами завсегда два-три уже гуляющих лежало. Их отпихивали ногами, чтоб не мешали. 70 год прошлого века :wink:
Значит, мне удалось точно передать дух эпохи :)
ЦитироватьЗначит, мне удалось точно передать дух эпохи :)
Пожалуй!. С наступающим годом и желаю удачи!
Еще раз. Крыло, работающее на гиперзвуке - это СОВСЕМ не то же самое, что крыло, работающее на дозвуке. Все что вы говорите про крыло большого удлинения, справедливо для планера, для АКС в целом на взлете - но не для системы, входящей в атмосферу на 26М. Давление на крыло будет такое, что тонкое планерное крыло поймает флаттер и сломается. Поэтому его ВООБЩЕ не надо использовать до окончания торможения - т.е. выше 300-400 км/ч. До того момента вполне хватит рулевых щитков в корме, которые играют сразу несколько ролей - это аэродинамический 'хвост' при выводе, это экран для газовой струи двигателя при орбитальном маневрировании, это защитная крышка для двигателей в пристыкованном состоянии, и это рулевые поверхности и тормоз для гиперзвукового торможения. А крыло вводится только тогда, когда угол атаки для поддержания горизонтального полета приближается к критическому.
Да - я совершенно согласен, что даже с выпущенным крылом аэродинамическое качество будет паршивое - ну, не катастрофическое, но паршивое. У Бурана было порядка 8, тут будет 5-7 - просто из-за большого миделя корпуса, обтекание у него будет наоборот лучше бурановского - 'хвост' с двигателями закрыт щитками, общая форма 'тушки' - 'зализанная'. Но этого вполне достаточно. Учитывая ПГО и крыло с хорошим профилем, управляемость планера будет на дозвуке превосходная - ЛУЧШЕ чем у Бурана. Хвостовые щитки дают возможность точно выдерживать скоростной профиль посадки, подтормаживая в нужный момент. Причем, даже если ступень промахнется мимо полосы - все равно ничего страшного - она дорогая, да, но беспилотная. На случай же пилотируемого варианта можно поставить дополнительную парашутную систему - 24 тонны в принципе можно посадить на парашуте.
Более того, если допустить даже, что мы поставили шаттлоподобное крыло на вторую ступень (типа того, что сделано на ГК-175), его наличие создает больше проблем чем решает. Теперь несущее усилие не распределено по всему днищу ступени, а сосредоточено в крыле - т.е. бак с крылом испытывает большую нагрузку, чем без него. В общем, мое мнение - что крыло не нужно. Ну. т.е. постоянно развернутое крыло. Нужно крыло типа того что на челноке Спирали - но вводимое на ЕЩЕ более поздней стадии торможения, на дозвуке уже. И с хорошим ДОзвуковым профилем. Во время же полета крыло и ПГО спрятаны в выштамповку корпуса, несущие свойства обеспечивает корпус треугольного профиля (кстати, у СР-71 корпусдает до 40% подьемной силы), а управление - рулевые щитки в хвосте.
Крылья на входе, не находка, но и не катастрофа. Заметьте во сколько раз меньше перегрузки на Шатле и Буране, чем на Союзе. Уже не говоря про те нештатные случае, когда Союз срывается в балистический спуск. А ведь это самый обкатаный носитель, а Шатл и Буран смогут за счет аэродинамеки сделать даже нырок в атмосферу, и даже с корретировкой курса. ЗАМЕТЬТЕ МЯГКО. По аэродинамическим качествам Ваш АКС близкий к Клиперу при входе и к Клиперу с крылышками при посадке, и Вы хотите его садить на полосу без двигателей, какая нужна мощность шасси?
В моем же АКСе шасси во много раз мение массивны, при ТРД спереди и струи из сопла направлены под плоспую часть днища, то при посадке на полосу возникает эффект как у экраноплана и скорость касания шасси сводится к "скорости велосипедиста", А имея достаточный рычаг приложения сил между крылом и хвостовым оперением можно обеспечить очень хорошую точность захода.
Может нам найти согласованный подход проведя этакий "АКТ сверки", как в бюзгалтерии под конец года.
Допустим наши АКСы одинаковой размерности (пусть будет одинаковое количество топлива 2-й ступени), попытаемся разсортировать сухую массу 2-й ступени и у кого сколько останется на ПГ. Если сравнивать по элементам конструкции и выставлять на какой процент от сухой массы и массы ПГ отличаются результат в АКСе H-Z от АКСа Гу.
1) АКС Гу имеет единый цилендрический бак с совмещенным межбаковым днищем. АКС H-Z имеет несколько более тонких баков.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<< AKC H-Z -3%
2) АКС Гу не имее внутреннего грузового отсека.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<<<<<<<< AKC H-Z -9%
3) АКС Гу имеет значительно меньше дополнительных элементов корпуса (не баков).
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<<
>>>>>>>>> AKC H-Z +10%
5) Крепление крыльев на АКСе H-Z имеет механизмы и дополнительные элементы жесткости на корпусе.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<<< AKC H-Z -4%
6) Из приводов на АКСе Гу имеется : привод рулей высоты, киль, закрылки, заслонок ТРД, шасси. А на АКС H-Z выдвижения крыльев, закрылков, хвоста.... , грузового контейнера, каких то задних щитков, тяжелого шасси, аккуратного выталкиванея ПГ..... и сам не знаю еще чего.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<< AKC H-Z -3%
7) Масса шасси и его крепления.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<>>>>>>> AKC H-Z +8%
Итого:
1) -3 (баки)
2) -9 (грузовой контейнер)
3) -4 (элементы корпуса)
4) +10 (крылья)
5) -4 (элементы жесткости механизмов)
6) -3 (приводы)
7) -3 (шасси)
8) +8 (ТРД)
Итого: -8% от массы не топлиава 2-й ступени АКСа Гу будет принадлежать ПГ, в сравнении с АКСом H-Z.
Согласен рассмотреть любые дополнения и не согласия.
Ну, навскидку я не готов обсуждать конкретные массы ;-). Это надо уже нормально проектировать и считать, а не на пальцах ;-).
Должен, однако, заметить, что кроме 'одноразовости' посадки, аэродинамика HZ ничем не уступает. Да, крыло поменьше, корпус побольше. Но это дозвуковое крыло, с хорошим 'низкоскоростным' профилем. Т.е. на нем можно получить подьемную силу не хуже, чем на бОльшем 'толстом' гиперзвуковом крыле. Далее, управляемость H-Z ЛУЧШЕ - при сопоставимой площади оперения рычаг несколько больше (схема 'утка', рулевое ПГО вынесено вперед), а момент инерции - существенно меньше. Т.е. посадочная скорость та же или ниже, шасси такое же при той же сухой массе.
По поводу грузового отсека и обтекателей - ровно та же масса, что уходит на крепление ПН и сбрасываемые обтекатели в вашем случае ;-) Ну, да, баки будут несколько тяжелее - на массу двух днищ, которые образуют стенки грузового отсека. Но в целом, ХО, схема 'несущий корпус' получается легче чем 'бак с крылом'.
По поводу грузового контейнера: не понимаю, как два болта может весить не меньше целого вагона с раздвижной крышей. Кроме того нужен механизм аккуратно выталкивающий ПГ, чтоб не задел стенок, а створки потом должны плотно и надежно закрыться.
В АКСе Гу, 2-я ступень не тащит ни одного обтекателя, вообще.
По поводу вашей утки. У АКС H-Z в задней части корпуса есть стабилизаторы? Тогда или они то же весят, или Ваш АКС просто при входе в атмосферу развернет Тяжелым местом вперед. А где у неё тяжелое место?
В хвосте, по бокам от ДУ, у него тормозные щитки. В раскрытом состоянии они обеспечивают ЦД за ЦМ, который находится примерно на трети длины ступени от хвоста, плюс дают управляемость в потоке. Они весят, да. Но они весят меньше, чем гиперзвуковые рули... которых кстати говоря не существует - Шаттл и Буран рулят закрылками и двигателями ориентации.
Далее, да, отсека ПГ у тебя нету. Однако, есть силовая ферма, на которую передается все усилие с двигателя, окружающая ПН. Плюс стенки, если все называть своими именами. Плюс система подвеса ПН в полученной нише. Масса получается сопоставимая - даже больше. Не 'два болта', это уж точно ;-).
Не возражаю, силовая рама соединяет ЖРД и бак, вокруг неё смонтирован корпус агрегатного отсека. На этой раме так же закреплены каркасы хвостового оперения, и к этой же раме закркплены пироболты крепления ПГ. Да эта рама, хоть и не очень большая, но весу добавит, ведь мало того этот ЖРД еще изменяет вектор тяги. Я попытаюсь прикинуть массу рамы.
Но ПГ, после разделения, ни чем не прикрыт, и находится свободно и открыто. Его ни чего не окружает.
А пршлый раз я прибрасывал массу ТРД и топлива на спуск, то вроде перебрал, сейчас нашел более легкие движки и даже топлива можно немного меньше, итого процентика полтора можно на них съэкономить.
Усё. Мы пойдем другим путем.
Мне уже опять нравится другая, но своя-же снова новая идея АКСа. Почесал затылок не понял, то ли росту, то ли дуркую. Попытался оценить здраво, сохранить лутьшее, избавиться от некотрых проблем, получил другие заморочки.
Попыпаюсь нарисовать. Но модель делать больше не буду, время жалко, сколько вечеров потратил.
Решил изложить свое новое видение конструкции АКСа.
Выкладываю еще совсем сырые рисунки, первый черновой эскиз, где еще очень много не точностей, непрорисовок и шероховатостей, думаю когда -нибудь приведу его в порядок, да может и уважаемый ФОРУМ, что доброе подскажет.
В краце смысл такой:
Взлет с ВПП, системы в сборе на ТРД на керосине (пока).
При взлете и начале полета, выдвинуты по одному крылу на каждом блоке 1-й ступени, затем они задвигаются, а ориентация осуществляется исключительно за счет двух ТРД с изменяемым вектором тяги.
После разгона до 3-х махов раскрываются створки сопловых обтекателей и запускаются все 3 ЖРД, но водород и кислород к ЖРД 2-й ступени подаются из баков 1-й ступени. Сопла ЖРД неподвижны, а рулежка осуществляется газовыми рулями, которые были створками обтекателя.
Когда топливо в 1-й ступени заканчивается АКС уже достигает высоты более 100-120 км. Там раскрываются створки грузового обтекателя, и оба блока 1-й ступени отстегиваются от блока 2-й ступени с ПГ.
1-я ступень состоит из двух раздельных блоков, которые каждый самостоятельно совершает посадку. Для этого у каждого своя створка обтекателя ПГ закрывается, образуя немного (в одной плоскости) подвижный хвост. Так же закрывается обтекатель сопла. Ступень сама разворачивается тяжелым концом вперед (ЖРД) и входит в атмосферу. После некотрого падения скорости выдвигаются крылья, а далее освобождается и запускается посадочный ТРД, и ступени управляимо летят на посадку.
2-я ступень с ПГ выходит на одновитковую орбиту, где отстреливает ПГ, и аналогично 1-й ступени совершает посадку на родной аэродром. Посадочный ТРД особенно 2-й ступени имеет изменяющийся вектор тяги, для возможности маневрирования на самых низких скоростях при посадке.
Более подробно конструкцию опишу познее.
www.alexgysev.narod.ru
Этой конструкцией я хочу добиться полного исключения полей падений, максимального облегчения 2-й ступени, конечно полной многоразовости (может одноразовыми будут газовые рули, они-же створки соплового обтекателя).
Ладно, подробности потом.
Немного накосячил, исправил.
Ну, в принципе ничего... но почему такое стремление сделать именно 'трехкорпусной' АКС? По большому счету, у стыкованных по плоскости крыльев двух цилиндрических ступеней будет почти то же самое сопротивление...
Обтекатель ПГ кстати можно сделать автономно планирующим. Т.е. он вообще отстыковывается от ступеней и планируя или на парашуте садится.
Да - и крылья мелковаты. Для взлета ЗАПРАВЛЕННОЙ ступени. Такое крыло нормально для полета ПУСТОЙ ступени. Но если она заправлена, то надо крыло хотя бы раза в 3 побольше размахом.
Отдельно спускать и потом ловить грузовой обтекатель думаю не лучший вариант.
При взлете полнстью заправленной ступени, основная подъемная сила будет создаваться корпусом. Если крыло сделать больше, то оно должно стать и мощнее, а значит заметно тяжелее. Его основная функция при взлете -- управление по тангажу. Конечно прийдется иметь не хилую ВПП, чтоб АКС успел разогнаться до нужной скорости.
Тогда уж проще ЭМ катапульту, чтобы отрыв происходил сразу на сверхзвуке. И еще вопрос в прочности поворотного крылышка.
ЦитироватьТогда уж проще ЭМ катапульту, чтобы отрыв происходил сразу на сверхзвуке. И еще вопрос в прочности поворотного крылышка.
Всякие катапульты, это невообразимый гемарой. У этого АКСа огромная площадь "днища", можно расчитывать на экранный эффект над полосой. И при нужном угле атаки, требуемая подъемная сила будет уже примерно на 500-550 км/ч, ну 650. Можно конечно построить ВПП используя нужный рельеф местности, т.е. первая половина пути разгона под горку, но все равно длина в три км. не уложится, не спорю, но это чуть ли не единственный минус (вернее первый).
Вы уже мне предлагали сделать крылья большими, но я сослался на прочность, вернее вес ,которым прийдется платить за эту прочность. Значит прийдется идти на компромис между весом и размером, и выбирать золотую середину.