Обсуждением Ангары навеяно.
Очевидно, что стартовая тяга УРМ маловата, и это обстоятельство не дает применить более тяжелую вторую ступень. В то же время на Байкале есть ВРД для возврата (РД-33 от МиГ-29). Мне представляется весьма разумным его использование на старте в качестве своеобразного стартового ускорителя (с весьма высоким удельным импульсом при этом). Естественно, ВРД можно применять только на спасаемых УРМ, они слишком дороги, чтобы использовать их только один раз. Есть субъективное ощущение, что такие "ускорители" могут не только компенисировать потерю в ПГ из-за байкаловых "довесков" но и дать выигрыш в некоторых конфигурациях.
В связи с этим у меня большая просьба к hcube: посчитать по накатанной технологии различные конфигурации Ангары/Лены использующие ВРД,в качестве стартовых ускорителей. Исходная информация следующая: центральный УРМ обычный, боковые усполнены в варианте "Байкал", т.е кроме ВРД имеют крыло, оперение, шасси и прочее (17.8т сухого веса вместо 10т у обычного УРМ, для УРМ "Лена" добавку в весе для простоты можно удвоить). В первом приближении тягу ВРД предлагаю считать равной 8000 кгс на участке полета от 0 до 18 км, после чего двигатель выключается. Расход топлива 2.10 кг/кГс•ч. Полагаю, еще больший выигрыш можно получить если использовать один (или два) АЛ-31Ф от Су-27, сухим весом примерно полторы тонны каждый вместо примерно одной у РД-33. (А для УРМ "Лена" его просто придется использовать виду большей массы.) Тяга АЛ-31Ф 12500 кгс, расход топлива 2x1.92 кг/кГс•ч.
Заранее премного благодарен,
Вадим Семенов.
Хмм... выигрыш не такой большой получится, на самом деле. Может, метров 100 в секунду. IMHO дополнитльные 20 тонн тяги лучше преобразовывать в заливку центрального УРМ, с соответвующим удлинением баков. В цифрах - если у обычной Анграры-Байкал ПН 18 тонн, то у 'форсированной' будет, ну, что-то около 19, навскидку. Хорошо, конечно, но не принципиально ;-).
Можно было бы сделать следующий финт ушами - сделать многоразовый бустер о двух двигателях, монтируемый на нижнюю часть стандартной конфигурации, и добавляющий ей тяги на стартовом, наиболее тягонедостаточном участке. Скажем, 8 штук 15-тонных двигателей - это получится еще один УРМ по тяге, практически. Пусть работают до момента, когда УРМы выработают те же самые 120 тонн топлива - то есть примерно до середины работы первой ступени, и затем расстыкуются с пакетом и полетят обратно на аэродром. Это позволит при прочих равных залить бОльшее количество топлива в УРМ, и-или применить более тяжелую третью ступень. Более того, два таких бустера, использованные в сочетании с одно-УРМной Ангарой, также позволят сильно увеличить ПН. Опять же навскидку - вплоть до ПН Союза - до 7 тонн.
ЦитироватьIMHO дополнитльные 20 тонн тяги лучше преобразовывать в заливку центрального УРМ, с соответвующим удлинением баков.
Тогда уж лучше в дополнительную заливку второй ступени. (Та которая от Союза/Зенита.) Куда больший эффект получится, если ко второй ступени пару десятков тонн топлива добавить.
ЦитироватьМожно было бы сделать следующий финт ушами - сделать многоразовый бустер о двух двигателях, монтируемый на нижнюю часть стандартной конфигурации, и добавляющий ей тяги на стартовом, наиболее тягонедостаточном участке. Скажем, 8 штук 15-тонных двигателей - это получится еще один УРМ по тяге, практически.
Чем больше отдельных модулей тем дороже будет система в эксплуатации. При этом модули получаются разных типов (размывается идея сборки из небольшого числа модулей, а обслуживание этого зоопарка становится дороже), и каждый модуль имеет отдельную систему спасения, которая тоже требует расходов на обслуживание. Экономически может оказаться менее выгодно, чем просто дополнительные УРМы навесить.
ЦитироватьСкажем, 8 штук 15-тонных двигателей - это получится еще один УРМ по тяге, практически. Пусть работают до момента, когда УРМы выработают те же самые 120 тонн топлива
Если только не придется выключить их раньше, при достижении максимальной высоты или максимальной скорости для ВРД. Скажем, 20км и 800 м/с соответственно.
ЦитироватьБолее того, два таких бустера, использованные в сочетании с одно-УРМной Ангарой, также позволят сильно увеличить ПН. Опять же навскидку - вплоть до ПН Союза - до 7 тонн.
Почти в два раза -- это весьма неплохо. (Кстати, как эта оценка получена, если не секрет?) Может, ну их, эти боковые УРМы вообще, будем прицеплять одни возвращаемые бустеры на ВРД в разном количестве. Их и спасать легче: меньше масса, меньше скорости.
Как-ка... от балды получена ;-). Но я уверен, что если посчитать, то сойдется с точностью до полутонны ;-).
Смотрим - у нас добавляется 60 тонн (треть!) тяги, при этом вес растет тонн на 30 от силы. Причем тяга добавляется там где надо - на старте, и от двигателей с очень высоким УИ. Можно те же 30 тонн залить в бак, при этом не увеличивая прочность ступени. Фактически, это означает что мы как бы стартуем не с 0/0 а с 3М/18км. Далее, улучшится распределение ХС по ступеням - первая ступень отработает дольше, и соответствено наберет бОльшую скорость. Вот и получается, что МИНИМУМ выигрыш будет в 33%, то есть 5.5 тонн вместо 4, а скорее - все 7 тонн.
На больших же модификациях НАСТОЛЬКО большого выигрыша не будет. Там тяга РД в разы превосходит тягу ТРД которые вообще туда можно впихнуть. Но лишнюю тонну-две можно выиграть ;-)
А чем, всё же, плоха чистая стартовая ВРД-ступень?
С вертикальным стартом и посадкой на жо.. э... тоже вертикальной? :mrgreen:
Много дорогих ВРДвигателей?
Но она же спасаемая, многоразовая?
Я ж написал. Тяга мала ;-) Чтобы получить на ВРД заметный выигрыш для крупной ракетной системы придется строить ни много ни мало - летающий стартовый стол. То есть для Протона - этакую конструкцию на 300-400 тонн веса, которая 'летает на струе' до скоростей в 3М и высоты в 20 км - самый крупный в мире истребитель ;-). А выигрыш при этом будет порядка 20-30% ПН на LEO. ТОт же выигрыш можно получить совместным применением 6 небольших ТТРД бустеров и водорода на третьей ступени.
А для ракет малого класса, с ПН в тонну-полторы на LEO?
Или даже под запуск миниспутников?
Цитировать... самый крупный в мире истребитель ;-) ...
А то! :lol:
ЦитироватьА выигрыш при этом будет порядка 20-30% ПН на LEO...
Помимо многоразовости... и более простого (?) обслуживания, чем у многоразовых чисто космических систем?
А слабо определить оптимальное соотношение числа ВРД и ЖРД-двигателей для такой стартовой ступени? :mrgreen:
Всё равно, тяговооруженость по чисто ВРД, думаю, будет достаточна и для возвращения к месту старта и для вертикльной посадки.
А вы тут все не забыли о том, что двигатели эти работают до 2-х с половиною Махов, ну может до 3-х Махов, если очень хочется...
Не потому, что "НизЯ Сделать Двигатель до ... (4, 6 и т. д. Махов)", а просто потому, что Эти двигатели не сделаны для этого.
Правда, даже на этом скоростном участке он экономит гораздо больше своего веса, ТРД этот самый. Но вот ещё что, как понимаю, 2 Маха эдак на высоте 10 километров для ракеты - двигатель может работать с такими скоростными напорами?
И т. п. разные "гадости" всплывают... Самый хороший вариант - двигатель от МиГ-31, но двигатель этот весит 2.5 тонны...
ЦитироватьА слабо определить оптимальное соотношение числа ВРД и ЖРД-двигателей для такой стартовой ступени? :mrgreen:
Всё равно, тяговооруженость по чисто ВРД, думаю, будет достаточна и для возвращения к месту старта и для вертикльной посадки.
По-моему очевидно, что ступень только с ВРД будет легче - у неё больше УИ во много раз.
Но эта самая "ступень", в случае вертикального старта, будет из одних ВРД и состоять почти.
Для ПН малого класса смысл имеет совершенно другая схема. Что-то типа хорошо переработанного МИГ-31, с увеличеной до 60 тонн взлетной массой. Ессно безпилотный. Он несет 2 30-тонных керосиновых ЖРД, плюс заливку ЖК в надфюзеляжном 'горбе', керосин размещен в штатных крыльевых баках. ЖРД располагаются по бокам от ТРД, в 'наплывах' фюзеляжа. Все это обеспечивает разгон примерно до 5М - на ТРД до 2.8, дальше 'горка' и на ЖРД в суборбитальном прыжке. Помимо этого, позади 'горба' располагается отсек ПН, содержащий кислород-водородный бустер, разработанный из КВРБ уменьшением обьема и диаметра баков. Бустер расчитан на работу в вакууме, и имеет заливку порядка 10 тонн (против 15 у КВРБ), из них 2 тонны - водород. Незадолго до вершины прыжка, примерно на 100-120 км из 150-170, наш Миг-31К открывает отсек ПН и отстреливает 'со спины' бустер. Тот стабилизирует свое положение, включает ЖРД и вытаскивает на орбиту те самые 2 тонны ПН, и еще полторы тонны себя, любимого ;-). Миг-31К, совершив суборбитальный прыжок, входит в атмосферу, тормозится, запускает ТРД и шлепает обратно на аэродром базирования, довольный собой ;-).
При этой схеме не нужны :
- стартовый стол
- газоотводный лоток
- поля падения
МИК и водородная заправка, однако, по прежнему нужны.
В принципе, только в меньших масштабах, то же самое может сделать Рутан. Примерно, если заменить суборбиталку на водородник воздушного старта, килограммов 300 он может вытянуть.
Ага, а "оный бустер" ибо он "пустой весьма" может сделать виток и сесть на тот же аэродром или рядом грохнуться на парашютах.
Баки ибо надувные, тонкие, возможно, не будут повторно используемы, а двигателю ничего не будет, а также "гироскопам всяким".
Гость>> По-моему очевидно, что ступень только с ВРД будет легче - у неё больше УИ во много раз.
Соотношение тяги и массы у ВРД принципиально хуже, чем у ЖРД (как мне тут кто-то ;) рассказывал)
Так что, по-моему - это НЕочевидно
hcube>> Для ПН малого класса смысл имеет совершенно другая схема...
По-моему, разработка такого суперсамолета (хотя бы - аэродинамика) намного сложнее, чем "почти чистой ракетной ступени" под готовые двигатели, хотя бы и ВРД.
К тому же, потери на всякие ненужные хвосты-крылья :)
К тому же, "ступень" выглядит развиваемой до суперносителя на 100 и 200 тонн ПН.
А "самолет" - нет
Но могу быть и не прав.
Меня спрашивали про схему для вывода легкой ПН - до 2х тонн. Тут у нас в расход уходит только водородный РБ с одним двигателем. Против трех двигателей на Рокоте или Стреле. А первая ступень - полностью многоразовая, именно за счет 'лишней' самолетной части. И еще не нужен стартовый стол как класс. Более того, тот же самый самолет в принципе может рассматриваться как перехватчик NASAвских гиперзвуковых ЛА ;-)
Цитировать... Более того, тот же самый самолет в принципе может рассматриваться как перехватчик NASAвских гиперзвуковых ЛА ;-)
Разве что мирных НАСАвских :) Потому как пентагоновские будут сбрасывать груз больше тысячи км от цели. Придеться чуть ли не момент старта засекать чтобы успеть перехватить. Тут нада нечто новое и экзотическое. Вроде лазеров и тд.
ЦитироватьГость>> По-моему очевидно, что ступень только с ВРД будет легче - у неё больше УИ во много раз.
Соотношение тяги и массы у ВРД принципиально хуже, чем у ЖРД (как мне тут кто-то ;) рассказывал)
Так что, по-моему - это НЕочевидно
Да, очевидно, очевидно.
Соотношение тяги к массе у ТРД 4-6 для бесфорсажного режима, когда мы имеем УИ эдак 40 км/с и 6-10 для форсажного режима, где мы имеем УИ примерно 20 км/с.
Пусть стартовая тяга 1.3, тогда масса ВРД 13-26 процентов от массы носителя. Для первой ступени обычной ракеты это где-то 5-7% также от массы Всего (!) носителя.
А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
Возьмём УИВ=20000 м/с, а УИР=4000 м/с (эдак выше керосина, но ниже водорода, что-то среднее).
Получим отношение количества потребляемого топлива - e**5 = 148 раз...
Мы имеем следующее - РД сравнительно с ВРД "ничего не весит", но ВРД в ещё большей степени "ничего не потребляет".
ЦитироватьА вы тут все не забыли о том, что двигатели эти работают до 2-х с половиною Махов, ну может до 3-х Махов, если очень хочется...
Не потому, что "НизЯ Сделать Двигатель до ... (4, 6 и т. д. Махов)", а просто потому, что Эти двигатели не сделаны для этого.
Вот поэтому я говорю, что надо честно интегрировать уравнения движения. Прикидки на пальцах могут оказатся обманчивыми.
ЦитироватьПравда, даже на этом скоростном участке он экономит гораздо больше своего веса, ТРД этот самый. Но вот ещё что, как понимаю, 2 Маха эдак на высоте 10 километров для ракеты - двигатель может работать с такими скоростными напорами?
Насколько я понимаю, эта проблема решается регулируемым воздухозаборником.
ЦитироватьНа больших же модификациях НАСТОЛЬКО большого выигрыша не будет. Там тяга РД в разы превосходит тягу ТРД которые вообще туда можно впихнуть. Но лишнюю тонну-две можно выиграть ;-)
Ну одну-две тонны уже достаточно, чтобы покрыть байкаловские причиндалы. Получается, что включение ВРД со старта уже может покрыть падение ПН. Навешивание крыльев, оперения, шасси и движков фактически обходится бесплатно даже при небольшой тяге ВРД, если на соответствующую величину увеличить заправку топлива.
Также понятно, что для существенного выигрыша доля тяги от ВРД должна быть больше. Т.е., например 4 ВРД от МиГ-31 или 2 от Ty-22M3 (25т тяги каждый). Оптимальное соотношение тяги ЖРД/ВРД определяется экономическими соображениями, которые нам не посчитать. Однако, тяга ВРД должна расти пропорционально тяге ЖРД и поэтому каждый боковой УРМ должен быть оборудован неким фиксированным оптимальным числом ВРД.
Предыдущие два "гостевых" сообщения -- мои.
ЦитироватьА чем, всё же, плоха чистая стартовая ВРД-ступень?
С вертикальным стартом и посадкой на жо.. э... тоже вертикальной? :mrgreen:
Много дорогих ВРДвигателей?
Но она же спасаемая, многоразовая?
Спасаемая-то спасаемая, но начальные капиталовложения получаются достаточно большие, долго окупаться будет. Опять же если эта спасаемая ступень однажды не спасется, материальные потери будут весьма чувствительные.
Но если делать первую чисто воздушно-реактивную ступень, то вторая однозначно должна быть водородной. Во-1х, вес здесь весьма критичен, дабы не городить слишком монструозную ВРД-ступень. Во-2х, водородные движки более других теряют в удельном импульсе из-за атмосферного давления. И хоть ВРД-ступень работает до небольших высот и скоростей, она поможет водородным ЖРД миновать самый неэффективный для них участок полета.
И еще. На сверхзвуковом разгонщике + водородная ступень будет возможно выйти на орбиту в одну ступень. Что есть явный плюс. В общем, скатились мы к схеме Спирали ;-)).
Ага! :lol:
Тока крылышки поотрывать :mrgreen:
Чистая ВРД ступень по массе - небольшая часть всего.
А ея крылья должны обеспечивать аэродинамику всей массе.
Ну и рогоза должна быть конструкция?
Плюс - сброс массивной ракеты на сверхзвуке (блин, она же в ударную волну попадет?) - или ее включение "на корпусе", с обеспечением теплозащиты?
Одно дело - отбросить отработавшую ступень - и пусть она там как хочет выравнивается, хоть у самой земли, другое дело - приключения головной части?
Или я чего не понимаю?
Чем кондовее, по-моему, тем надежнее.
И многоразовее :mrgreen:
Правильно. ПОэтому ракету надо сбрасывать там, где атмосферы нет вовсе - в суборбитальном прыжке - см. Миг-31-К ;-)
ЦитироватьА вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
Что-то не понятно, как так получается.
ЦитироватьПравильно. ПОэтому ракету надо сбрасывать там, где атмосферы нет вовсе - в суборбитальном прыжке - см. Миг-31-К ;-)
Сто видов двигунов на одном аппарате
А оне все тяжё-ё-ёлые :roll:
ЦитироватьСоотношение тяги к массе у ТРД 4-6 для бесфорсажного режима, когда мы имеем УИ эдак 40 км/с и 6-10 для форсажного режима, где мы имеем УИ примерно 20 км/с.
Пусть стартовая тяга 1.3, тогда масса ВРД 13-26 процентов от массы носителя. Для первой ступени обычной ракеты это где-то 5-7% также от массы Всего (!) носителя.]
Это у какой ракеты такое соотношение? У Союза 5,8/310=1,9%, у Протона 6,5/700=1%, Атлас5 5,3/335=1,6%. Так что для обычных ракет масса двигателей первой ступени лежит в диапазоне 1-2%.
ЦитироватьА вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
Откуда такое соотношение? Для скростей много меньших удельного импульса топлива ракетному двигателю нужно всвего в УИВ/УИР раз больше. И получим, что топлива нужно всего в 5 раз больше
Почему 100? Те же 2, которые есть на Байкале. Просто компоновка немного другая - акцент сделан на горизонтальный старт. Но это, ессно, только для носителей легкого, максимум среднего класса годится - Поток как ни старался, а из 300 тонн больше 30 не смог выжать, а я так думаю, что у реальной конструкции только 10 будет.
ЦитироватьЦитироватьА вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
Что-то не понятно, как так получается.
Гм, формула Циолковского есть такая, однако. :)
ЦитироватьЦитироватьСоотношение тяги к массе у ТРД 4-6 для бесфорсажного режима, когда мы имеем УИ эдак 40 км/с и 6-10 для форсажного режима, где мы имеем УИ примерно 20 км/с.
Пусть стартовая тяга 1.3, тогда масса ВРД 13-26 процентов от массы носителя. Для первой ступени обычной ракеты это где-то 5-7% также от массы Всего (!) носителя.]
Это у какой ракеты такое соотношение? У Союза 5,8/310=1,9%, у Протона 6,5/700=1%, Атлас5 5,3/335=1,6%. Так что для обычных ракет масса двигателей первой ступени лежит в диапазоне 1-2%.
ЦитироватьА вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
Откуда такое соотношение? Для скростей много меньших удельного импульса топлива ракетному двигателю нужно всвего в УИВ/УИР раз больше. И получим, что топлива нужно всего в 5 раз больше
Прошу прощения, я не совсем ясно выразился, 5-7% масса всей первой ступени, а тут одни ВРД будут весить не менее 13 процентов, вот что я хотел сказать.
Что касается второго - откуда вы, простите, это взяли?
РД вообще безразлично, с какой скоростью движется носитель. У ВРД с ростом скорости начинает падать удельный импульс, да. Но соотношение одинаковое.
Вообще, я малость упростил, формула будет несколько сложнее.
Но, допустим, мы разгоняем ракету с помощью ВРД и РД с приведёнными выше УИ до 900 м/с.
В случае РД нам потребуется отношение начальной и конечной массы 1.25, а в случае с ВРД 1.046 - действительно получается около 5 раз, как и соотношение УИ.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
Что-то не понятно, как так получается.
Гм, формула Циолковского есть такая, однако. :)
Вот я и пытаюсь понять, как вы такое соотношение из нее вывели :wink: , о чем и VovaKur сказал.
Даже не глядя (как в цирке :mrgreen: ) -
зависимость от ХС линейная, от относительной массы топлива - логарифмическая.
Так что, верна или не верна :mrgreen: вышеприведенная формула, в принципе все равно так и есть как написано
Тем не менее, мне все же неочевидно, что чистая ВРД ступень будет всегда "лучше" гибридной (ВРД + ЖРД) :mrgreen:
ЦитироватьА вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
Откуда такое соотношение? Для скростей много меньших удельного импульса топлива ракетному двигателю нужно всвего в УИВ/УИР раз больше. И получим, что топлива нужно всего в 5 раз больше
Что касается второго - откуда вы, простите, это взяли?
РД вообще безразлично, с какой скоростью движется носитель. У ВРД с ростом скорости начинает падать удельный импульс, да. Но соотношение одинаковое.[/quote]
Тут я наверное не так выразился, я имел ввиду не скорость полёта, а изменение скорости, тоесть получается, что тут надо читать, что мала должна быть характеристическая скорость распологаемая носителем. А изменение удельных импульсов я в первом приближении не учитывал.
ЦитироватьВообще, я малость упростил, формула будет несколько сложнее.
У меня вот так получилось: Мтр/Мтв=(exp(V/УИР)-1)/(exp(V/УИВ)-1)
В этой формуле Мтр - масса топлива необходимая ракете, Мтв - масса топлива необходимая для полёта на ВРД, V- скорость которую мы хотим набрать.
ЦитироватьНо, допустим, мы разгоняем ракету с помощью ВРД и РД с приведёнными выше УИ до 900 м/с.
В случае РД нам потребуется отношение начальной и конечной массы 1.25, а в случае с ВРД 1.046 - действительно получается около 5 раз, как и соотношение УИ.
А вот если мы типерь упростим эту формулу при условии, что V много больше УИВ и УИР, то получим вот такое соотношение Мтр/Мтв(V>>УИВ,УИР)=exp(УИВ/УИР), как раз у тебя такое и получилось, но такое соотношение верно только для больших скоростей. А вот если мы упростим формулу для условия V много меньше УИВ и УИР, получим такое соотношение Мтр/Мтв(V<<УИВ,УИР)=УИВ/УИР. Наш случай получается ближе ко второму, конечная скорость в разы меньше удельного импульса.
ЦитироватьУ меня вот так получилось: Мтр/Мтв=(exp(V/УИР)-1)/(exp(V/УИВ)-1). В этой формуле Мтр - масса топлива необходимая ракете, Мтв - масса топлива необходимая для полёта на ВРД, V- скорость которую мы хотим набрать.
А вот если мы типерь упростим эту формулу при условии, что V много больше УИВ и УИР, то получим вот такое соотношение Мтр/Мтв(V>>УИВ,УИР)=exp(УИВ/УИР), как раз у тебя такое и получилось, но такое соотношение верно только для больших скоростей. А вот если мы упростим формулу для условия V много меньше УИВ и УИР, получим такое соотношение Мтр/Мтв(V<<УИВ,УИР)=УИВ/УИР. Наш случай получается ближе ко второму, конечная скорость в разы меньше удельного импульса.
Формулы мне очень понравились. А ещё больше понравилось отсутствие зон отчуждения под падающие в регионы ступени. Особенно в свете новых требований от этих регионов по федеральной оплате аренды отчуждаемых территорий. Интересно теперь было бы сравнить разовую стоимость этих дороботок к МИГ'у и постоянную стоимость оплаты зон отчуждения. Там, наверное, даже срок окупаемости можно подсчитать. Жаль только, что большую ПН под эту схему не подогнать.
ЦитироватьФормулы мне очень понравились. А ещё больше понравилось отсутствие зон отчуждения под падающие в регионы ступени. Особенно в свете новых требований от этих регионов по федеральной оплате аренды отчуждаемых территорий. Интересно теперь было бы сравнить разовую стоимость этих дороботок к МИГ'у и постоянную стоимость оплаты зон отчуждения. Там, наверное, даже срок окупаемости можно подсчитать. Жаль только, что большую ПН под эту схему не подогнать.
Зоны отчуждения это конечночно проблемма для одноразовых ракет, особенно на наших космодромах где поля падения приходятся на сушу. Но этот вопрос решается применением многоразовых ступеней, а многоразовая ступень может быть как чисто ракетной и чисто ВРДшной так и промежуточным вариантом. А в данном топике идёт реч о эффекте от применения ВРД на первой ступени. Собственно Байкал в том виде как он предложен, и является чисто ракетной ступенью, а ВРД используется только для обеспечения возврата.
Гость в крайнем сообщении это я.
К сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...
ЦитироватьК сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...
На этот случай достаточно будет страховку купить.
ЦитироватьЦитироватьК сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...
На этот случай достаточно будет страховку купить.
А если он на жилой дом упадет? Дорогая выйдет страховочка...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьК сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...
На этот случай достаточно будет страховку купить.
А если он на жилой дом упадет? Дорогая выйдет страховочка...
Ну самолеты ведь как-то страхуют? И ракеты и супертанкеры, а бензовозы так вообще по улицам городов рассекают где полно идиотов за рулем и тд.
Естественно сумма будет зависеть от надежности системы которую еще предстоит продемонстрировать. В любом случае система не должна падать, если падает - дать по шапке и переделать чтоб больше не падала :)
Да, по поводу формулы отношения расходов.
Я получил ещё проще соотношение.
Так как оно довольно красивое, приведу его.
Мы получаем одну и ту же ХС.
ХС = УИ*ln(Mн/Мк) = УИ*ln(Z) — всем известная формула Циолковского, Z — число Циолковского, здесь и далее Mн — начальная масса аппарата, Mк — конечная масса аппарата, Mт — масса израсходованного топлива.
ХС = УИврд*ln(Zврд) и ХС = УИрд*ln(Zрд).
Следовательно:
УИврд*ln(Zврд) - УИрд*ln(Zрд) = 0, далее
(УИврд/УИрд)* ln(Zврд) - ln(Zрд) = 0,
ln(Zврд**(УИврд/УИрд)) – ln(Zрд) = 0 и получаем
Zврд**( УИврд/УИрд) = Zрд.
Обозначив УИврд/УИрд = n — отношение удельных импульсов ВРД и РД получим
Zврд**n = Zрд.
А Z в нашем случае имеет вид Z = 1 + Mт/(Mн – Мт), когда ХС значительно меньше УИ, Z**n приблизительно равно 1 + n*Mт(Mн – Mт), так как это самое «Mт/(Mн – Мт)» меньше единицы.
Для вертикального старта чистая ВРД ступень получается достаточно циклопической, десятки движков даже для водородной второй ступени. А вот крылатый носитель водородной ракеты -- это похоже то что доктор прописал. Для воздушного статрта, в отличие от наземного, вес критичен, поэтому делать кислород-керосиновую ракету воздушного старта, мягко говоря, неоптимально. Максимум, чего удасться выжать из керосинки это запуск небольших спутников на низкие орбиты. Керосиновый воздушный старт для запуска легких спутников на низкую орбиту бесперспективен: легких носителей и так навалом, зачем делать еще один?
А вот с водородом можно и на геостационар замахиваться. Причем самолет-носитель не обязательно должен быть высотным и сверхзвуковым. (Для водородной ракеты может быть очень непросто сделать сверхзвуковой носитель из-за малой плотности водорода и большого аэродинамического сечения) Основной эффект получается от того, что водородная ракета стартует в разреженном воздухе и удельный импульс высокий с самого начала.
Предлагаю следующую схему. Самолет носитель -- обычный Руслан, грузоподъемность до двухсот тонн. Ракета во время полета находится внутри фюзеляжа и выбрасывается через задницу для запуска. Первая ступень полной массой около 120 тонн, сухая 10 тонн, имеет один двигатель РД-0120. Вторая ступень -- КВРБ, выполняет довыведение и переход на ГПО. Суммарный вес ракетной части менее 160 тонн, в Руслан влазит с запасом. Мои прикидки по формуле Циолковского показывают, что такая конструкция может отправить на ГПО спутник весом около трех с половиной тонн.
Ракета хоть и одноразовая, но фактически одноступенчатая и всего с одним (!) двигателем на всю ракету (за исключением разгонного блока, разумеется). Она должна быть достаточно дешевой в производстве и, думаю, сможет побить по цене с обычные носители.
Водородная ракетная часть для запуска на геостационар, полагаю, может вдохнуть в проект воздушного старта новую жизнь. Для геостационара опять же пригодится мобильность самолета, бесполезная для керосинки: можно производить запуск на ГСО из района экватора вне зависимости от благоволения третьих стран. Базовый аэродром целесообразно выбрать рядом с изготовителем ракетной части, дабы иметь всегда всех специалистов под боком. (напр. Чкаловский аэродром, если ракету будет делать Энергия :lol: ) На заправку лучше перелететь поближе к производителю водорода и подальше от густонаселенной местности. (Вроде бы где-то под Москвой есть водородный заводик) Заправившись, можно пилить к экватору. Запас грузоподъемности в Руслане для керосина остается, но если недостаточно, можно практиковать дозаправку в воздухе. Чтобы водород не испарялся во время полета предлагаю поместить ракету в герметичный транспортно-пусковой контейнер с зеркальными стенками и откачать воздух.
ЦитироватьДля вертикального старта чистая ВРД ступень получается достаточно циклопической, десятки движков даже для водородной второй ступени.... Самолет носитель -- обычный Руслан, грузоподъемность до двухсот тонн...
А сколько Руслан весь весит, в тоннах и долларах?
Такая ли уж "циклопическая", в сравнение с ним?
Насколько помню, нечто похожее Южмаш рассчитывал. За деньги НКАУ.
Зенит верхом на Мрие. Называлось "Свитязь" - 6.6 т на орбите МКС и 2.4 на переходной.
Но потом забросили - и без своего космодрома жить можно, как оказалось.
ЗЫ: вот нашел http://www.yuzhnoye.com/Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz.htm
ЦитироватьА сколько Руслан весь весит, в тоннах и долларах?
Такая ли уж "циклопическая", в сравнение с ним?
Сколько в тоннах -- не суть важно, а в долларах наверняка существенно меньше, чем это немереное число движков. Кроме того, чистая ВРД-ступень для других задач непригодна и, подозреваю, не окупится за весь срок службы. А Руслан в перерывах между запусками может грузы возить. Так что там в расчет надо стоимость полета до экватора брать, а не стоимость самого Руслана.
ЦитироватьНасколько помню, нечто похожее Южмаш рассчитывал. За деньги НКАУ.
Зенит верхом на Мрие. Называлось "Свитязь" - 6.6 т на орбите МКС и 2.4 на переходной.
Но потом забросили - и без своего космодрома жить можно, как оказалось.[/
Спасибо за ссылку. По-моему, это блестящее подтверждение абсурдности воздушного старата керосинок. Трехступенчатая (следовательно, более дорогая) ракета выводит в два раза меньше, чем двухступенчатый Зенит. Спрашивается, за что боролись? Чтоб удорожить запуск и поиметь геморой со стартом (или сбросом) ракеты с горба самолета? (Кстати, у Мрии из-за двойного хвоста нет отверстия в заднице, поэтому она может возить ракету только на горбе и никак иначе.)
Я предлагал только проверенные вещи (обычный Руслан, ракета внутри, отработанное десантирование тяжелых грузов через заднюю рампу) и дешевую одноступенчатую ракету всего с одним двигателем. В дешевизне смысл всего предприятия, а не ради воздушного старта, как такового. Плюс, дополнительные преимущества вроде возможности запуска с экватора и отсутствия удаленного космодрома. Но они здесь не главное. Путем увеличения размерности ракеты и соответсвующей оплаты командировочных можно хоть с северного полюса на геостационар пулять. Идея в том, чтобы сделать запуск дешевле.
Кстати, Мрия с ракетой 250 тонн на горбу до экватора не допилит, особенно с учетом значительно возрастающего аэродинамического сопротивления. На керосин для полета от ее грузоподъемности уже почти ничего не остается.
Пардон, два предыдущих гостя -- это я.
ЦитироватьНасколько помню, нечто похожее Южмаш рассчитывал. За деньги НКАУ.
Зенит верхом на Мрие. Называлось "Свитязь" - 6.6 т на орбите МКС и 2.4 на переходной.
Но потом забросили - и без своего космодрома жить можно, как оказалось.
ЗЫ: вот нашел http://www.yuzhnoye.com/Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz.htm
Что-то у них мало получается, 6.6 тонны. Они как там считали, интересно? Союз весит 7.2 тонны эдак.
Правда, ракета у них какая-то тяжеленная, а тяговооруженность низкая на старте.
Если мы затащили ракету на такую высоту, то можно сделать и стартовую тяговооруженность эдак 2, в этом-то всё преимущество воздушного старта - можно сразу набирать большую горизонтальную скорость даже для "плохо управляемой ракеты".
Что касается "абсурдности воздушного старата керосинок" - а вы уверены, что эта ваша "одна ступень" не будет стоить как 3 керосиновых? Плюс водородный завод нужен или такая ступень, где водород не выкипит при полёте к месту старта. Или дополнительное оборудование поддержания температуры водорода в самолёте...
Что касается сброса ракеты - сложно как раз из люка её выкинуть, она же длинная получится, как вы представляете себе процесс выбрасывания ракеты эдак в 30-40 метров длиной?
А вот "с горба" довольно просто - самолёт делает манёвр с отрицательной перегрузкой и отцепляет ракету.
Она сама "вверх улетает" относительно самолёта падающего вниз быстрее чем ускорение свободного падения. Причём самолёт облегчается и начинает падать вниз ещё быстрее.
Другой вопрос, какие перегрузки может выдерживать Ан-225 с ракетой наверху, но достаточно-то небольшого отрицательного ускорения.
Считали, видимо, правильно. Потому как это НКАУ заказывало, а не Южмаш искал кому втюхать прожект. Насколько помню, для реализации было нада порядка $60-80 млн. Своих таких денег не нашлось (У НКАУ бюджет то всего 150 был). А там и СиЛанч нарисовался и байконуровский старт вроде как перспективы имеет. Алькантра опять же. Не до воздушных стартов, другими словами.
ЦитироватьСчитали, видимо, правильно. Потому как это НКАУ заказывало, а не Южмаш искал кому втюхать прожект. Насколько помню, для реализации было нада порядка $60-80 млн. Своих таких денег не нашлось (У НКАУ бюджет то всего 150 был). А там и СиЛанч нарисовался и байконуровский старт вроде как перспективы имеет. Алькантра опять же. Не до воздушных стартов, другими словами.
А бес их знает, у меня больше получается, даже с их массовым совершенством и тяговооруженностью.
Возможно нету уже хороших баллистиков.
Например, интересная вещь, выгоднее доразгонять до орбитальной скорости, когда уже третья ступень "падает вниз" - так называемая "подныривающая траектория".
Не знаю... тут еще и аэродинамика в кучу. Может "ныряет" ракета. Может еще чего... 6.6т - это высота 400 и наклонение 45, судя по графику. На 200км при нулевом на тонну больше.
Можно с уверенностю судить об одном - основным критерием была стоимость реализации. Даже в ущерб стоимости вывода кг на орбиту.
ЦитироватьПричём самолёт облегчается и начинает падать вниз ещё быстрее.
Ну и шутник вы, Бродяга! :lol:
Обычно, бомбардировщики сбросив бомбы подпрыгивают ВВЕРХ
ЦитироватьНе знаю... тут еще и аэродинамика в кучу. Может "ныряет" ракета. Может еще чего... 6.6т - это высота 400 и наклонение 45, судя по графику. На 200км при нулевом на тонну больше
А в любом случае это не так уж "фигово", учитывая ставку на "портативность" этой системы - кислородная заправка вполне мыслима эдакая "портативная" на мобильном оборудовании.
Возможно, ракета специально сделана "подубовее", чтобы была подешевле и потехнологичнее в обслуживании.
Взять ту же Дельту новую - ракета здоровенная, водородная, а "почти Протон", наверно тот же подход.
ЦитироватьЦитироватьПричём самолёт облегчается и начинает падать вниз ещё быстрее.
Ну и шутник вы, Бродяга! :lol:
А вот "фигвам" - на Авиабазе или здесь, не помню muxel давал ссылку, где был рассмотрен сброс ракеты с самолёта Вниз - с Ту-160, например.
Так вот, самолёт облегчатеся в этом случае и идёт вверх, ракета падает вниз и потом начинает набирать высоту.
Проблема в том, что они сходятся в "десятках метров".
А здесь будет "наоборот" - "ракета падает вверх", а "самолёт облегчается и уходит вниз".
Ну дак 60-80 млн и вперед (более точною сумму можно найти где в инете). Как частному инвестору придеться еще с двадцатку накинуть. Хотя ради такого дела Кучма какую спецльготу протолкнет. То, что воздушный старт отсутствует в текущей программе НКАУ - 100%
Цитировать А здесь будет "наоборот"...
Почему?
ЦитироватьНу дак 60-80 млн и вперед (более точною сумму можно найти где в инете). Как частному инвестору придеться еще с двадцатку накинуть. Хотя ради такого дела Кучма какую спецльготу протолкнет. То, что воздушный старт отсутствует в текущей программе НКАУ - 100%
А, не верю я во все эти проекты связанные с привлечением "Ответственных Лиц" и "Компетентных Специалистов".
Если можно будет растащить деньги ничего не делая - растащат.
Нужен частник, который будет работать "сам для себя".
ЦитироватьЦитировать А здесь будет "наоборот"...
Почему?
Грубо так - самолёт летит по окружности с радиусом обращённым вниз - аэродинамика так действует в данный момент.
Ускорение самолёта тоже направлено вниз, если мы просто отцепим ракету, она полетит по касательной, а самолёт, так как станет легче, при условии, что аэродинамика будет в том же состоянии - более крутой пойдёт вниз.
ЦитироватьА, не верю я во все эти проекты связанные с привлечением "Ответственных Лиц" и "Компетентных Специалистов".
Если можно будет растащить деньги ничего не делая - растащат.
Нужен частник, который будет работать "сам для себя".[/color]
Ничего не понял... Это проект КБ Южное. Ракета должна была изготовляться на Южмаше. Мрия... их вобще одна или две всего. Кому принадлежат даж не знаю.
Хотите все сами - ну.... селитра дешевая и пустой гараж тоже не есть проблемой :)
Помниться, в крайнее обсуждение МАКС и т.п. выяснили, что одна Мрия летает, а вторая собрана на 70%.
ЦитироватьЦитироватьА, не верю я во все эти проекты связанные с привлечением "Ответственных Лиц" и "Компетентных Специалистов".
Если можно будет растащить деньги ничего не делая - растащат.
Нужен частник, который будет работать "сам для себя".[/color]
Ничего не понял... Это проект КБ Южное. Ракета должна была изготовляться на Южмаше. Мрия... их вобще одна или две всего. Кому принадлежат даж не знаю.
Хотите все сами - ну.... селитра дешевая и пустой гараж тоже не есть проблемой :)
Ну зачем так утрированно?
Агрегаты готовые можно "просто купить", но Сердцевина Проекта должна быть Независимая.
Должны собраться люди, которые Реализуют Свои Цели. Бизнес как таковой технически и идеологически контрпродуктивен, он всегда даёт "только деньги", "это деньги ради денег".
Если же мы привлекаем большие уже сложившиеся промышленные агрегаты - они будут думать об интересах своего бизнеса, а не об интересах проекта как такового.
ЦитироватьПомниться, в крайнее обсуждение МАКС и т.п. выяснили, что одна Мрия летает, а вторая собрана на 70%.
Ага, вот представьте, во что выльется "сделать ещё один Ан-225"? - Эдак "всего-навсего" заказать самолёт, пусть даже деньги есть.
Это всё потянет за собой и Политику тоже, причём на Высшем Уровне.
А тут надо бы модифицировать самолёт для перевозки груза не менее 250 тонн на внешней подвеске, да и двигатели поставить бы помощнее, американские, например...
Вылезут Миллиарды, в крайнем случае Сотни Миллионов, а их Никто Не Даст.
Ага, "Независимая" :)
Тогда и про селитру забудте. Независимо разве что воздушные шарики можно запускать.
Терроризм на дворе. Первым делом придеться долго и упорно доказывать всем чистоту и возвышенность своих помыслов. Чтобы вам просто цену на агрегаты назвали. Не то чтобы продали.
ЦитироватьЧто касается "абсурдности воздушного старата керосинок" - а вы уверены, что эта ваша "одна ступень" не будет стоить как 3 керосиновых?
А с какой стати ей так стоить? В водородном двигателе деталей в три раза больше?
ЦитироватьПлюс водородный завод нужен или такая ступень, где водород не выкипит при полёте к месту старта. Или дополнительное оборудование поддержания температуры водорода в самолёте...
ЖВ производится где-то под Москвой, возможно не только там... Опять же водородные двигатели верхних ступеней в последнее время регулярно испытывают. Так что производство есть, во всяком случае небольшое. А нам тут много и не надо.
А насчет не "выкипит" я же писал: ваккуумированный транспортно-пусковой контейнер с зеркальными стенками. Термос, то есть. За несколько часов полета точно не выкипит.
ЦитироватьЧто касается сброса ракеты - сложно как раз из люка её выкинуть, она же длинная получится, как вы представляете себе процесс выбрасывания ракеты эдак в 30-40 метров длиной?
Представляю следующим образом: ракета выбрасывается пороховым аккумулятором давления из ТПК за достаточно короткое время.
ЦитироватьА вот "с горба" довольно просто - самолёт делает манёвр с отрицательной перегрузкой и отцепляет ракету.
Это "просто" нуждается по меньшей мере в демонстрации. Пока так никто не делал и в реальности может быть совсем не просто.
И самое главное, непонятно, зачем делать ракету дороже Зенита с грузоподъемномстью в два раза меньше Зенита.
ЦитироватьАга, "Независимая" :)
Тогда и про селитру забудте. Независимо разве что воздушные шарики можно запускать.
Терроризм на дворе. Первым делом придеться долго и упорно доказывать всем чистоту и возвышенность своих помыслов. Чтобы вам просто цену на агрегаты назвали. Не то чтобы продали.
Ага, это тоже проблема.
Сделав эффективную космическую ракету, вы одновременно делаете эффективную МБР.
Пусть даже у вас нет атомной бомбы, несколько тонн взрывчатки, попавшие в правительственное здание явно затруднят работу различных учреждений и ведомств...
Но хоть теория есть, при наличии эдакого "технологического упорства" можно и свой ЖРД сделать, но опять - долго это, долго будет... :(
ЦитироватьЦитироватьЧто касается "абсурдности воздушного старата керосинок" - а вы уверены, что эта ваша "одна ступень" не будет стоить как 3 керосиновых?
А с какой стати ей так стоить? В водородном двигателе деталей в три раза больше?
ЦитироватьПлюс водородный завод нужен или такая ступень, где водород не выкипит при полёте к месту старта. Или дополнительное оборудование поддержания температуры водорода в самолёте...
ЖВ производится где-то под Москвой, возможно не только там... Опять же водородные двигатели верхних ступеней в последнее время регулярно испытывают. Так что производство есть, во всяком случае небольшое. А нам тут много и не надо.
А насчет не "выкипит" я же писал: ваккуумированный транспортно-пусковой контейнер с зеркальными стенками. Термос, то есть. За несколько часов полета точно не выкипит.
ЦитироватьЧто касается сброса ракеты - сложно как раз из люка её выкинуть, она же длинная получится, как вы представляете себе процесс выбрасывания ракеты эдак в 30-40 метров длиной?
Представляю следующим образом: ракета выбрасывается пороховым аккумулятором давления из ТПК за достаточно короткое время.
ЦитироватьА вот "с горба" довольно просто - самолёт делает манёвр с отрицательной перегрузкой и отцепляет ракету.
Это "просто" нуждается по меньшей мере в демонстрации. Пока так никто не делал и в реальности может быть совсем не просто.
И самое главное, непонятно, зачем делать ракету дороже Зенита с грузоподъемномстью в два раза меньше Зенита.
И деталей побольше и подороже сами детали.
Водород - "отвратительная гадость" во всём, что не касается энергетики. Да, охладитель ещё хороший.
Кроме того, учтите, водородник будет тяжелее, хоть потому, что объём топливного бака под водород будет большим.
Что касается существующих двигателей и производств. Если вы ориентируетесь на Существующие цены, то не имеет особого значения водород-неводород.
Но если вы снизите цену на порядок, это вылезет - проблемы цены водородных производств.
Что до "термоса", я думаю проще будет предусмотреть резервную ёмкость для компенсации выкипания, не так-то это просто "засунуть ракету в термос",а потом быстро вытащить.
Да, демонстрация нужна, но, скажем так, "идея есть".
Сброс ракеты из грузового отсека тоже нужно продемонстрировать.
Совершенно не нужно делать, согласен.
Воздушный старт интересен для эдакой фирмы вроде Рутановской, но там "дороже" не получится.
ЦитироватьВодород - "отвратительная гадость" во всём, что не касается энергетики.
"Отвратительная гадость" -- это художественная литература. Горячий кислород тоже не подарок, однако кислые газогенераторы делают. Не вижу причин, по которым водородный движок был бы дороже в разы. Максимум на проценты. Но в моей концепции он всего один вместо целой кучи.
ЦитироватьКроме того, учтите, водородник будет тяжелее, хоть потому, что объём топливного бака под водород будет большим.
Я учитываю. :)
ЦитироватьЧто до "термоса", я думаю проще будет предусмотреть резервную ёмкость для компенсации выкипания,
Это зависит от скорости выкипания, что легче: термос или доп. бак. При небольшой скорости выкипания доп. бак может оказаться лучше.
Цитироватьне так-то это просто "засунуть ракету в термос",а потом быстро вытащить..
Это не термос, а ТПК. А из него выстрелить ракету можно очень быстро, так МБР'ами стреляют (минометный старт). Главное, насколько быстро самолет-носитель выдержит.
Факт такой, что как раз в разы дороже, особенно у нас.
У нас водород экзотика.
Кстати, водородный двигатель примерно в два раза тяжелее кислородно-керосинового, если исходить из "Божественного Соотношения" - "Тонна Некой Техники Стоит Примерно Одинаково!", то водородник должен быть раза в два дороже керосинового двигателя.
Хорошим примером является новая Дельта-4, чисто водородная.
Она стоит столько же, сколько Атлас-5, керосиновый, и то, потому наверно, что надо было "выжать из себя конкурентоспособность".
Масса у неё как у Протона, а грузоподъёмность всего в полтора раза больше - это при чисто водородной ракете.
ЦитироватьФакт такой, что как раз в разы дороже, особенно у нас.
Не будете ли так любезны ссылочку на "факт" привести? Голословно можно что угодно "фактом" объявить.
ЦитироватьКстати, водородный двигатель примерно в два раза тяжелее кислородно-керосинового, если исходить из "Божественного Соотношения" - "Тонна Некой Техники Стоит Примерно Одинаково!", то водородник должен быть раза в два дороже керосинового двигателя.
Попали пальцем в небо. RD-0120 -- 3450кг, RD-191 -- 3230кг (по Вейду). Впрочем, в любом случае, что ваше "божественное соотношение" чушь полнейшая. Стоимость определяется вложенным трудом, а не массой.
ЦитироватьХорошим примером является новая Дельта-4, чисто водородная. Она стоит столько же, сколько Атлас-5, керосиновый
Ну вот, сами себя опровергли. Так и запишем: сопоставимые по конфигурации ракеты стоят примерно одинаково.
Цитироватьи то, потому наверно, что надо было "выжать из себя конкурентоспособность".
А водород они выбрали видимо из мазохистских побуждений, чтобы выжимать из себя конкурентоспособность и в конце концов пасть в неравной конкурентной борьбе?
У нас от "единственного существовавшего водородника" - РН Энергия, отказались именно из-за дороговизны. ;)
Нет у нас "водордников", однако...
Сравните РД-120 с НК-33, например, он Более чем в два раза тяжелее.
РД-170 и "от него происходящие" просто тяжеленные двигатели своего рода.
Сравните также с гептиловыми двигателями, они, насколько знаю, ещё легче.
Ага, это Дельта-4 "теоретически столько стоит по Вейду". Она пока не полетела, вроде должна в этом году полететь... Вот полетает, посмотрим...
Боинг уже "пал в борьбе" - отказался от коммерческого космоса, за исключением Си Ланча. Какая там ракета, однако?
И я скажу, что это всё чепуха - одна или 3, например, ступени.
Вопрос именно в трузотратах, а снизить их можно только используя повторно всю ракету или наиболее дорогие компененты.
В этом случае можно заменить "Большую Фирму" на "Небольшую Фирму".
Боинг, ко всему прочему, пошел по "пути Старого" - упростил движек до безобразия. Тот же Шаттловский - верх технологии в сравнении.
Кстати, недавно читал топик от 2001г на авиабазе про Ангару - там Старый прочил крах Атласа и победное шествие Дельты. Все с точностью до наоборот вышло. Так что не упрощайте ракеты - денег это не приносит :)
ЦитироватьБоКстати, недавно читал топик от 2001г на авиабазе про Ангару - там Старый прочил крах Атласа и победное шествие Дельты. Все с точностью до наоборот вышло. Так что не упрощайте ракеты - денег это не приносит :)
Не обольщайтесь, причины этому не технические. А Атлас ещё навернётся... :) Вот с Арианой я там накаркал...
ЦитироватьИ я скажу, что это всё чепуха - одна или 3, например, ступени.
Конечно, чепуха. Просто с три раза дороже (грубо) и все дела.
ЦитироватьВопрос именно в трузотратах, а снизить их можно только используя повторно всю ракету или наиболее дорогие компененты.
Почему "только"? А непосредственным сокращением трудозотрат на изготовление одной ракеты запрещено? Это вот сокращение затрат повторным использованием далеко не очевидно, взять тот же Шаттл. Межполетное обслуживание немалых денег стоит, соизмеримых с изготовлением новой ракеты. Впрочем, я не утверждаю, что это невозможно в принципе. Особенно если спасать нижнюю ступень, как у Байкала, а не верхнюю, как у Шаттла. Но есть и другие, вполне перспективные способы.
ЦитироватьТак что не упрощайте ракеты - денег это не приносит
Приносит их усложнение и удорожание с одновременным снижением полезной нагрузки? ;)
А я не обольщаюсь :) Слишком уж экономить они захотели - и двигатель попроще и стырыли технологии и дешевых китайцев запрягли. Это еще не все, как я подозреваю. При этом от денег их без того распирает. Раз они такие грамотные - пусть и строем ходят. Иначе командир в лице государства дает в рыло за выскакиване (с применением локтей) поперед колонны строителей светлого капиталистического будущего.
Гость, а какой требуется объём, чтобы разместить 150 тонн кислород-водородного топлива? С размерами грузового отсека Руслана всё будет в порядке? И ещё, Гость, не могли бы вы представить расчёт характеристической скорости, как это а вас ваша двухступенчатая ракета выводит 3 тонны на ГСО?
Да, Гость, а ещё вы слышали что-нибудь о том, чтобы с Руслана вообще удавалось сбросить на лету какой-нибудь груз?
ЦитироватьПриносит их усложнение и удорожание с одновременным снижением полезной нагрузки? ;)
Аха :) Это же элементарно - покупатели ведь платят больше. А норма прибыли остается той же. Знач и самой прибыли больше. Самое главное - продать. А это как раз со себестоимостью вывода коррелирует весьма слабо.
ЗЫ: это я прикалуюсь, но стремление отдельной конторы приблизительно такое. Если говорить в критериях государства, планеты или отдельно взятого инженера - идеальная ракета будет стремительно меняться.
В результате множества компромисов получаються реально летающие.
Начну с конца.
ЦитироватьИ ещё, Гость, не могли бы вы представить расчёт характеристической скорости, как это а вас ваша двухступенчатая ракета выводит 3 тонны на ГСО?
Не на ГСО а на ГПО. Потребная ХС 9.7 км/с на LEO (примерно, c учетом разных потерь) плюс 2.5 на ГПО. И того 12.2 км/с. Пусть половину (6.1 км /с) дает
КВРБ (http://www.astronautix.com/stages/angakvrb.htm), сухая масса 3.5т полная 23.3т. Тогда по формуле циолковского
(23300+х)/(3500+x) = exp(6100/(461*9.8)), x=3425. Это масса спутника. Для первой ступени конечная масса будет 23300+3425+3000(обтекатель)+10275(сухая масса первой ступени)=40000кг, для ровного счета. (Для оценки полагаем, что обтекатель не сбрасывается до конца работы первой ступени, чем ухудшаем delta-V). Найдем полную массу ступени. (х/40000)=exp(6100/(455*9.8)), отсюда х=157000кг.
ЦитироватьГость, а какой требуется объём, чтобы разместить 150 тонн кислород-водородного топлива? С размерами грузового отсека Руслана всё будет в порядке?
Размеры грузовой кабины
Ан-124 (http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/an-124.htm) 36.5 m x 6.4 m x 4.4 m.
В первой ступени топлива 157-40=117 тонн, 1/7 LH2 и 6/7 LOX( 16.7 и 100.3 т. соответственно) , с учетом плотности (0.071 g/cc и 1.14 g/cc) получается 235м3 и 88м3. Пусть основание бака -- эллипс 4м х 6м то его площадь 18.8 м2 а длина баков 12.5м. и 4.7м. Высота RD-0120 - 4.5м., КВРБ - 8.6. Итого 30.3м. Остается около 6 м на спутник и прочие зазоры.
ЦитироватьДа, Гость, а ещё вы слышали что-нибудь о том, чтобы с Руслана вообще удавалось сбросить на лету какой-нибудь груз?
"Вообще какой-нибудь" несомненно сбрасывали. И даже БМД (боевые машины десанта).
ЦитироватьЦитироватьПриносит их усложнение и удорожание с одновременным снижением полезной нагрузки? ;)
Аха :) Это же элементарно - покупатели ведь платят больше.
Они что, дурные, чтоб платить больше? Просто уйдут к более дешевому конкуренту. Вместе с нормой прибыли ;)
ЦитироватьОни что, дурные, чтоб платить больше? Просто уйдут к более дешевому конкуренту. Вместе с нормой прибыли ;)
Они не дурные - у них менталитет другой. Не кризисный. Западные люди с деньгами (а спутники именно такие запускают) НИКОГДА не купят самую дешевую колбасу или там подержаный автомобиль. Скорее купят самые дорогие вещи как Эйфелева башня (http://infmir.ru/articles/france_paris_eiffel/). С ракетаи не совсем так, но как видите "дураков" гораздо больше чем покупающих Протон "умных".