Предлагаю вот такой проект дешевого в производстве и эксплуатации многоразового носителя.
(http://keep4u.ru/imgs/b/080627/8c/8c4902560da7475b44.jpg)
Носитель двухступенчатый. Запускается с космодрома на арендованной площадке где-нибудь во Вьетнаме (там устойчивая политическая ситуация, правительство к России относится неплохо), на берегу океана (и экватор близко, и в океан ронять ступени можно, и доставка ступеней морем дешева и не нет проблем с их габаритами).
Первая ступень кислород-метановая, с ВСП. Падает в океан, но не тонет в отличии от ТТУ Шаттла (у них корпус заполняется водой, а в ЖРД трубопроводы легко перекрыть и не пустить воду в баки). Поэтому процедура спасения проще - не нужны водолазные работы и продувка корпуса для вытеснения воды, можно сразу брать на буксир плавучую ступень и тащить на космодром.
Для того, чтобы уронить ступень с прочным корпусом на воду, сложная система спасения не нужна.
Из-за конструктивной простоты ступени с ВСП межполетное обслуживание будет относительно нетрудоемким. И в отлиии от ТТУ не надо снова везти ступень на завод для заправки, все работы выполняются на космодроме.
Вторая ступень кислород-водородная, тоже многоразовая. Посадку совершает вертикально. Из-за большой площади поверхности и малой массы пустой ступени можно обойтись на ней простой металлической теплозащитой.
В отличии от одноступенчатых носителей, вторая ступень двухступенчатого носителя будет иметь вполне умеренную ХС, порядка 6 км/c. Поэтому на ней можно применить ненапряженные двигатели открытой схемы, с давлением в КС не более 100 атм.
У таких ненапряженных многоразовых двигателей реально довести ресурс до нескольких десятков полетов без их черезмерного удорожания.
Мю ПН при такой схеме будет в районе 1,5-2%.
Сравнимо с проектами однгоступенчатых носителей вертикального старта и посадки. Но в отличии от них, не требуется сверхвысокое массовое совершенство, можно использовать в конструкции относительно дешевые материалы. Также двигатели второй и особенно первой ступени конструктивно просты и обладают большим ресурсом (на одноступенчатых системах необходимо применять напряженные двигатели с высоким УИ чтобы хотя бы выйти на орбиту).
Носитель имеет низкую стоимость изготовления (по сравнению с другими многоразовыми системами), низкую стоимость межполетного обслуживания и большой ресурс всех систем.
Вторая выходит на орбиту, или довыведение? А куда ее сожать?
Выходит, делает виток и садится, как одноступенчатый носитель Феоктистова.
Садится либо на космодром, либо на какой-нибудь островок западнее примерно на 1000 км (и оттуда морем доставляется на космодром для диагностики и следующего старта), если не хватит аэродинамического качества конуса спланировать точно на космодром.
Вот, сразу. Многоразовый носитель не может быть дешевым. Ну, а теперь начнем разбирать по косточкам :twisted:
За счет чего 2-я ступень садимться вертикально ("Россиянка" что ли?) :?:
Ну да, вертикальная посадка на опоры. Торможение частично за счет атмосферы, частично за счет финального импульса двигателей перед посадкой.
ЦитироватьНу да, вертикальная посадка на опоры. Торможение частично за счет атмосферы, частично за счет финального импульса двигателей перед посадкой.
А на этапе спуска вторая должна лететь движками вперед или как?
Система хороша ещё и тем, что вначале может применяться в одноразовом варианте - первую ступень не спасать, вторая одноразовая.
По мере роста грузопотока можно переходить к многоразовым ступеням (правда при многоразовой второй ступени будет ощутимое снижение ПН).
ЦитироватьСистема хороша ещё и тем, что вначале может применяться в одноразовом варианте - первую ступень не спасать, вторая одноразовая.
По мере роста грузопотока можно переходить к многоразовым ступеням (правда при многоразовой второй ступени будет ощутимое снижение ПН).
Не все грузы можно доставлять "небольшими квантами" :lol:
Вообще то что бы при ЖК/ЖВ, при металической теплозащите, да при разогреве при спуке все обойдется без банального взрыва.
ЦитироватьА на этапе спуска вторая должна лететь движками вперед или как?
Нет, баком кислорода вперед, перед посадкой разворачивается.
Фактически это феоктистовская Сивка, только с ВСП-шным разгонником, за счет этого можно уйти от напряженности (и малого ресурса) двигателей и снизить требования к массовому соврешенству.
ЦитироватьВообще то что бы при ЖК/ЖВ, при металической теплозащите, да при разогреве при спуке все обойдется без банального взрыва.
Да, взрыв будет "небанальный" :lol:
ЦитироватьНе все грузы можно доставлять "небольшими квантами" :lol:
Самый тяжелый носитель этого семейства - стартовой массой 12000 тонн, выводит ПН 200 тонн.
Нормальный квант? :D
Многоразовый носитель такой грузоподъемности может понадобится например для снабжения постоянной марсианской базы.
500 тонн за раз он конечно не вытянет, зато стартует с регулярностью поезда - расчитан на грузопоток до 10000 тонн в год на низкую орбиту.
ЦитироватьЦитироватьНе все грузы можно доставлять "небольшими квантами" :lol:
Самый тяжелый носитель этого семейства - стартовой массой 12000 тонн, выводит ПН 200 тонн.
Нормальный квант? :D
Многоразовый носитель такой грузоподъемности может понадобится например для снабжения постоянной марсианской базы.
500 тонн за раз он конечно не вытянет, зато стартует с регулярностью поезда - расчитан на грузопоток до 10000 тонн в год на низкую орбиту.
Почему не на 1 000 000 тонн? Безобразие :twisted:
ЦитироватьВообще то что бы при ЖК/ЖВ, при металической теплозащите, да при разогреве при спуке все обойдется без банального взрыва.
Ну-с, сравним: на Буране металлическая ТЗП имела бы массу 40 т, а неметаллическая - порядка 8. Разница есть?
ЦитироватьПочему не на 1 000 000 тонн? Безобразие :twisted:
12000 тонн - это пример того, что можно выжать из носителей такого типа.
При этом на первой ступени будут 30 КС с ВСП тягой по 600 тонн, на второй - 6 водородных движков тягой по 600 тонн.
Причем их ресурс будет не меньше 20 полетов за счет малой напряженности и отсутствия необходимости применять двигатели с высоким массовым совершенством. Пусть даже будут тяжелыми на единицу тяги - двухступенчатая схема это позволяет. Так что делать движки можно с большим запасом прочности.
А для начала по этой схеме можно сделать многоразовый 25-тонник и 50 тонник. Первый - для пилотируемых полетов, запуска спутников на околоземку и легких на ГСО. Второй - для пуска АМС, тяжелых спутников на ГСО, в будущем модулей ОС.
ЦитироватьСамый тяжелый носитель этого семейства - стартовой массой 12000 тонн, выводит ПН 200 тонн.
Нормальный квант? :D
Вулкан бы с этим квантом справлялся при Мст=4700 т.
А не мизволите ли изобразить СК, способный запускать Вашего "монстра"? :?:
ЦитироватьНет, баком кислорода вперед, перед посадкой разворачивается.
Фактически это феоктистовская Сивка, только с ВСП-шным разгонником, за счет этого можно уйти от напряженности (и малого ресурса) двигателей и снизить требования к массовому соврешенству.
Если можно расскажите плиз процедуру запуска мощных водородных ЖРД на этапе спуска.
ЦитироватьВулкан бы с этим квантом справлялся при Мст=4700 т.
Конечно, только Вулкан одноразовый и летает на высоконапряженных движках, что плохо с точки зрения их стоимости и надежности.
Кстати по уровню акустических нагрузок оба носителя будут примерно одинаковы, так что низкий УИ ЖРД с ВСП в некотором отношении благо.
ЦитироватьА не мизволите ли изобразить СК, способный запускать Вашего "монстра"? :?:
Именно со стартовой массой 12000 тонн? Чуть позже изображу, сейчас надо на тренировку идти.
Хотя подчеркиваю - этот носитель будет создан в перспективе, для начала нужны носители на 20-50 тонн.
ЦитироватьА для начала по этой схеме можно сделать многоразовый 25-тонник и 50 тонник. Первый - для пилотируемых полетов, запуска спутников на околоземку и легких на ГСО. Второй - для пуска АМС, тяжелых спутников на ГСО, в будущем модулей ОС.
На ЛЕО и ГСО ожидается большой грузопоток?
ЦитироватьИменно со стартовой массой 12000 тонн? Сейчас изображу.
Хотя подчеркиваю - этот носитель будет создан в перспективе, для начала нужны носители на 20-50 тонн.
Ну, да, конечно: от носителя на 20 тонн раз плюнуть до РН на 200 т при стартовой массе каких-то жалких 12000 т. :lol:
Подскажите пожалуйста несведующему, что такое ВСП и где можно прочитать про Феоктистовскую Сивку.
ЦитироватьПодскажите пожалуйста несведующему, что такое ВСП ...
ВСП - вытеснительная система подачи (топлива).
Спасибо. А реально ли давление порядка 100 атм?
ЦитироватьСпасибо. А реально ли давление порядка 100 атм?
При вытеснительной подаче? В принципе, да. Но сколько будет "весить" при этом ракетный блок?! Так что, лучше не пробовать! :wink:
Ну на 1-й ступени где-то 20 атмосфер в КС, а на 2-й уже ТНА.
ЦитироватьЦитироватьСпасибо. А реально ли давление порядка 100 атм?
При вытеснительной подаче? В принципе, да. Но сколько будет "весить" при этом ракетный блок?! Так что, лучше не пробовать! :wink:
Вот и меня те же мысли посетили, а автор прожекта писал об ЖРД открытой схемы с давлением порядка 100 атм.
Я когда-то что то читал у Феоктистова о ЖРД двигателе для одноступа с увеличением тяги за счет эжекции воздуха газовым выхлопом двигла. Я ничего не путаю?
По-моему даже имя Автора схемы двигателя приводилось не русского происхождения. Пытался найти в инэте эту публикацию, но безрезультатно.
ЦитироватьЯ когда-то что то читал у Феоктистова о ЖРД двигателе для одноступа с увеличением тяги за счет эжекции воздуха газовым выхлопом двигла. Я ничего не путаю?
Ну, это довольно известная схема - ЖРД с воздушным форсированием - разновидность ракетно-прямоточного двигателя. Что-то подобное, согласно данным И.Афанасьева, планировалось на одном из ранних вариантов Н-1.
ЦитироватьВот и меня те же мысли посетили, а автор прожекта писал об ЖРД открытой схемы с давлением порядка 100 атм.
Так это ЖРД с ТНА.
ЦитироватьПодскажите пожалуйста несведующему, что такое ВСП и где можно прочитать про Феоктистовскую Сивку.
Сивка это он!
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/feoktistov/traektoria/08.html
ЦитироватьБолее понятной и доступной для ракетчиков является схема одноступенчатой многоразовой ракеты-носителя с вертикальным стартом и с вертикальной посадкой. Судя по всему, исследованиями по такой схеме занимаются и в Соединенных Штатах. Я сам начал заниматься этой схемой (вечерами, в свободное от текущей работы время) в середине семидесятых годов, но только в начале девяностых удалось более или менее связать концы с концами для ракет такого типа (ракеты типа «Сивка») и провести весьма приближенные оценки возможности их создания.
Ракеты «Сивка» должны были бы отличаться следующими особенностями: первая - одновитковая схема полета с возвращением на космодром через полтора часа после старта; вторая - полностью автономный полет; третья - автоматизация процессов подготовки к полету и запуска; четвертая - использование двигателя с так называемым внешним расширением, обеспечивающим идеальную высотную характеристику и водород с кислородом в качестве компонентов топлива; пятая - аэродинамическое качество (отношение аэродинамической подъемной силы к силе сопротивления) при возвращении равное приблизительно 0,6-0,7; шестая - угол атаки при возвращении около 30 градусов; седьмая - относительное удлинение (отношение длины ракеты к ее диаметру) около 3.
Стартовые массы ракет такого типа в зависимости от их размеров могли бы быть в пределах от 250 до 16 000 тонн. Массы космических аппаратов, выводимых на орбиту ракетами «Сивка», могут составлять 2-4 процента от стартовой массы ракеты.
Внешне «Сивка» должен представлять собой цилиндр с двумя конусами по концам. Верхний конус, в котором помещается космический аппарат, отделяется от ракеты после выхода на орбиту высотой 100-130 километров, и «Сивка», сделав один оборот вокруг Земли, возвращается на космодром, совершая полет в атмосфере нижним конусом вперед. В нижней части ракеты размещается маршевый двигатель и посадочное устройство. Посадочная секция маршевого двигателя обеспечивает гашение скорости ракеты в процессе торможения перед поверхностью Земли.
У маршевого двигателя кольцевая камера сгорания и относительно небольшое кольцевое сопло с диаметром, близким к диаметру ракеты. Дальнейшее расширение кольцевой струи газа после выхода из сопла происходит за счет обтекания внешней кромки кольцевого сопла, в процессе так называемого течения Прандтля-Майера при обтекании острой кромки. Внутри кольцевой струи размещается центральное тело кольцевого двигателя в виде конуса с углом раскрыва около 60 градусов. Внутри конуса размещаются турбонасосные агрегаты, теплообменники, трубопроводы, клапаны и другие элементы двигателя. Такой двигатель имеет то преимущество, что на каждой высоте полета расширение струи газа идет до давления, равного давлению атмосферы на этой высоте, то есть такой двигатель может иметь идеальную высотную характеристику.
Размещение турбонасосных агрегатов и элементов конструкции осуществляется таким образом, чтобы центр масс при возвращении ракеты в атмосферу был достаточно сдвинут к хвостовому конусу и был смещен относительно продольной оси цилиндра, обеспечивая таким образом автоматическую балансировку ракеты при возвращении под углом атаки около 30 градусов. При таком угле атаки аэродинамическое качество аппарата оказывается порядка 0,65-0,7. Такое аэродинамическое качество позволяет при движении в атмосфере управлять дальностью спуска в атмосфере, получить необходимое отклонение в боковом направлении и тем самым обеспечить возвращение ракеты к точке старта и посадку ракеты на специально оборудованной посадочной площадке космодрома. Высота включения посадочной секции маршевого двигателя перед приземлением - от нескольких сот метров до километра, скорость перед началом торможения 100-200 метров в секунду.
С целью снижения массы бак кислорода делается сферическим, а бак водорода цилиндрическим. На участке выведения на орбиту основные отсеки «Сивки» располагаются в следующем порядке: верхний конус (с космическим аппаратом), бак водорода, бак кислорода, нижний конус.
Чтобы ракета могла вернуться к точке старта через один оборот вокруг Земли, она должна в процессе возвращения совершить боковой маневр около 650 километров и для этого иметь аэродинамическое качество около 0,7-0,8, если плоскость орбиты наклонена к плоскости экватора под углом 51 градус, как это имеет место при выведении космических кораблей «Союз» и многих космических аппаратов. Если ракета должна вывести КА на орбиту с меньшим наклонением, то требуемое аэродинамическое качество может быть меньшим, но если наклонение больше, то и требуемое аэродинамическое качество увеличивается. А необходимость выведения космических аппаратов на орбиты с наклонением большим, чем 51 градус, легко просматривается, да и сейчас многие КА выводятся на орбиты с большими наклонениями.
То есть обнаруживается принципиальный недостаток варианта «Сивка» - малое аэродинамическое качество. Кроме того, можно отметить очень напряженную массовую сводку конструкции (при проведении оценок по схеме «Сивка» принимались весьма оптимистичные оценки по массам конструкции ракеты), сложность конструкции баков, посадочного устройства и теплового защитного покрытия.
Ракета-носитель с вертикальным взлетом и с самолетной посадкой может иметь достаточно большое аэродинамическое качество и, следовательно, достаточный маневр в боковом направлении, позволяющий ее использование не только при относительно малых наклонениях орбиты, но и для выведения КА на полярные и гелиосинхронные орбиты. Этот вариант отличается от ракет типа «Сивка» в лучшую сторону и тем, что не нужно иметь на борту топливо для торможения перед приземлением, уменьшается количество топлива на управление в процессе спуска с орбиты, так как по мере снижения начинают работать аэродинамические органы управления. Но зато придется вводить в конструкцию крылья, элероны, стабилизатор, аэродинамический щиток (для регулирования положения центра давления в процессе спуска), гидросистему управления с гидроприводами, тепловую защиту крыльев, шасси, ферму между баками, систему установки и отделения выводимого полезного груза и так далее.
К недостаткам крылатой ракеты относится ограничение стартовой массы величиной порядка 3000-4000 тонн.
Оценки, правда, достаточно приближенные, показывают, что крылатая ракета, стартующая вертикально, могла бы обеспечить выведение массы полезного груза около 2-3 процентов от стартовой массы ракеты.
А может кто-нибудь внятно рассказать про ЖРД с воздушным форсированием? Сколько там прирост УИ, какая максимальная тяга достигнута и т.д... А то терзают меня сомненья что такой ЖРД пока только в мыслях есть.
Собственно по ракете: такая схема дешевой не будет никогда. Послеполетная проверка ступеней особенно побывавших в воде как бы не была дороже постройки новых... А страховать кто такую ракету отважится? Я бы отказался. Движок тоже требует столь дорогостоящего ремонта и тестов что легче новый построить. ПМСМ на многоразовое использование годятся только движки безгенераторной схемы работающие на мятом газе... Их нет больших... Или городить их по 30-... штук? Вытеснительная система подачи и 100 атм-вообще не вяжутся никак. Это ж какие по прочности баки нужны будут и сколько весить газы наддува будут? Дорога в Ад выстлана благими намерениями.
ЦитироватьВытеснительная система подачи и 100 атм-вообще не вяжутся никак. Это ж какие по прочности баки нужны будут и сколько весить газы наддува будут? Дорога в Ад выстлана благими намерениями.
100-атмосферные движки второй ступени естественно с ТНА. В КС ЖРД первой ступени давление порядка 20 атм и УИ (на метане) у земли около 250 с,
ЦитироватьСобственно по ракете: такая схема дешевой не будет никогда. Послеполетная проверка ступеней особенно побывавших в воде как бы не была дороже постройки новых... А страховать кто такую ракету отважится? Я бы отказался. Движок тоже требует столь дорогостоящего ремонта и тестов что легче новый построить.
В том и смысл двухступенчатого многоразовика с ненапряженными движками, сделанными с большим запасом надежности (и веса), что межполетная подготовка не требует переборки двигателя. По крайней мере не после каждого полета. Особенно это относится к предельно простым двигателям первой ступени с ВСП.
ЦитироватьНа ЛЕО и ГСО ожидается большой грузопоток?
Конечно. На LEO - нечто вроде Теледисек, ГЛОНАСС, разведспутники (которые в будущем будут объединяться в сети по сотни штук, практически на 100% контролирующих поверхность Земли).
Американцы вот обещают Дискавери (систему разведспутников) к 2010 году вывести, а мы чем хуже?
Причем эти системы мало создать - их спутники нужно регулярно обновлять, в среднем каждые 10 лет.
Один Теледисек это более 30 пусков 20-тонника каждые 10 лет (если пускать по 8 спутников на ракете).
Для обслуживания спутниковой группировки ~ 1000 единиц потребуетcя немало полетов.
ЦитироватьА не мизволите ли изобразить СК, способный запускать Вашего "монстра"? :?:
Нечто вроде вот этого.
(http://keep4u.ru/imgs/b/080627/17/1716e2c7c36cc8acb1.jpg)
Глубина котолована метров 40.
ЦитироватьЦитироватьА не мизволите ли изобразить СК, способный запускать Вашего "монстра"? :?:
Нечто вроде вот этого.
(http://keep4u.ru/imgs/b/080627/17/1716e2c7c36cc8acb1.jpg)
Глубина котолована метров 40.
Что-то меня гложут смутные сомненья? Дежавю... Вроде это плпнировалось под не менее дешевый 40-тонник и тоже с упрощенной ступенью с ВСП из нержавейки :roll: Но тот носитель имел массу порядка 1000 тонн, емнип :lol:
ЦитироватьПослеполетная проверка ступеней особенно побывавших в воде как бы не была дороже постройки новых...
БРПЛ из подводного положения нормально стартуют.
Про ТТУ Шаттла я уж молчу.
ЦитироватьЧто-то меня гложут смутные сомненья? Дежавю... Вроде это плпнировалось под не менее дешевый 40-тонник и тоже с упрощенной ступенью с ВСП из нержавейки :roll: Но тот носитель имел массу порядка 1000 тонн, емнип :lol:
Всё верно. Просто увеличено в масштабе.
Цитироватьмежполетная подготовка не требует переборки двигателя
Блажен кто верует... А конструкции баков, трубопроводы, электроника..? Каждую из этих частей нужно разобрать проверить и испытать крупными узлами... Ведь разница еще в том что ступень(и) куда-то падают...
Цитировать100-атмосферные движки второй ступени естественно с ТНА. В КС ЖРД первой ступени давление порядка 20 атм и УИ (на метане) у земли около 250 с,
Был ли прецендент импульса 250 с на метане с давлением 20 атм?
Пока это все доведут до ума денег уйдет больше намного чем если планомерно и последовательно Союз выжимать.
Если нечто подобное уж и лепить то скорее на перекиси( на ней движки легко разрабатывать, в частности турбоагрегат) и керосине.
To Salo.
Спасибо большое. Именно это я когда-то и читал.
То Дмитрий В.
А как Вы, как специалист, оцениваете перспективы этой схемы(Сивка) в современном контексте? Никто этой схемой вроде не интересуется?
ЦитироватьТо Дмитрий В.
А как Вы, как специалист, оцениваете перспективы этой схемы(Сивка) в современном контексте? Никто этой схемой вроде не интересуется?
Ну, почему же, я интересовался лет 20 назад. Правда про Сивку ничего тогда не знал :oops:
Цитироватьна Буране металлическая ТЗП имела бы массу 40 т, а неметаллическая - порядка 8. Разница есть?
Дмитрий, а где-нибудь есть инфа по такому варианту ТЗП Бурана ?
Или хотя бы по металлической теплозащите?
ЦитироватьЦитироватьна Буране металлическая ТЗП имела бы массу 40 т, а неметаллическая - порядка 8. Разница есть?
Дмитрий, а где-нибудь есть инфа по такому варианту ТЗП Бурана ?
Или хотя бы по металлической теплозащите?
Думаю, будет в книге Лукашевича-Афанасьева :wink:
ЦитироватьБРПЛ из подводного положения нормально стартуют.
Но вы заметили, что они одноразовые и весьма дорогие? :wink:
ЦитироватьПро ТТУ Шаттла я уж молчу.
И это правильно.
ЦитироватьКонечно. На LEO - нечто вроде Теледисек, ГЛОНАСС, разведспутники (которые в будущем будут объединяться в сети по сотни штук, практически на 100% контролирующих поверхность Земли).
Американцы вот обещают Дискавери (систему разведспутников) к 2010 году вывести, а мы чем хуже?
Причем эти системы мало создать - их спутники нужно регулярно обновлять, в среднем каждые 10 лет.
Один Теледисек это более 30 пусков 20-тонника каждые 10 лет (если пускать по 8 спутников на ракете).
Для обслуживания спутниковой группировки ~ 1000 единиц потребуетcя немало полетов.
Большая часть перечисленного очень похожа на химеры.
ЦитироватьБольшая часть перечисленного очень похожа на химеры.
ЦитироватьБыло время, и очень недавнее, когда идея о возможности узнать состав небесных тел считалась даже у знаменитых ученых и мыслителей безрассудной! Теперь это время прошло. Мысль о возможности более близкого, непосредственного изучения вселенной, я думаю, в настоящее время покажется еще более дикой. Стать ногой на почву астероидов, поднять камень с Луны, устроить движущиеся станции в эфирном пространстве, образовать живые кольца вокруг Земли, Луны, Солнца, наблюдать Марс на расстоянии нескольких десятков верст, спуститься на его спутники или даже на самую его поверхность, - что, по-видимому, может быть сумасброднее. Однако только с момента применения реактивных приборов начнется новая, великая эра в астрономии - эпоха более пристального изучения неба.
ЦитироватьTo Salo.
А как Вы, как специалист, оцениваете перспективы этой схемы(Сивка) в современном контексте? Никто этой схемой вроде не интересуется?
Американцы интересуются, причем с 50-ых.
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-1.htm
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-2.htm
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-3.htm
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-4.htm
ЦитироватьЦитироватьTo Salo.
А как Вы, как специалист, оцениваете перспективы этой схемы(Сивка) в современном контексте? Никто этой схемой вроде не интересуется?
Американцы интересуются, причем с 50-ых.
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-1.htm
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-2.htm
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-3.htm
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/Ssto-4.htm
И все таки это достаточно далеко от варианта, рассматриваемого Феоктистовым. Общее пожалуй только одноступенчатость и вертикальная посадка.
Из общих умозрительных соображений использование жидкого метана дает возможность применить на этапе вертикальной посадки и ВРД. Возможно в паре с несколькими сильно дросселированными ЖРД. Но нужен конечно конкретный проектный счет на предмет стоит ли овчинка выделки.
ЦитироватьНу, почему же, я интересовался лет 20 назад. Правда про Сивку ничего тогда не знал :oops:
И к каким выводам или результатам Вы пришли? У меня какая-то внерациональная симпатия к подобным вариантам(возможно в силу отношения лично к Феоктистову), но нет нужной квалификации и опыта для ее рациональной оценки.
ЦитироватьЦитироватьНу, почему же, я интересовался лет 20 назад. Правда про Сивку ничего тогда не знал :oops:
И к каким выводам или результатам Вы пришли? У меня какая-то внерациональная симпатия к подобным вариантам(возможно в силу отношения лично к Феоктистову), но нет нужной квалификации и опыта для ее рациональной оценки.
Вообще говоря, одноразовые машины по такой схеме смотрятся неплохо (с оглядкой, конечно, на всем известные недостатки одноступов). С многоразовыми все гораздо сложнее: одноступы очень чувствительны к изменениям конечной массы, поэтому многоразовая одноступенчатая система в ближайшее время нереализуема. С точки зрения спасения ступени, аэроспайк предпочтительнее (легче защитить от нагрева и скоростного напора), но он тяжелый и не все просто с управлением.
Я просчитывал кислородно-водородный одноразовый одноступ, получалась ПН в районе 3%.
Но для этого нужны очень навороченные двигатели: с давлением в КС 300 атм, c переменным соотношением компонент (у земли 1:12, потом 1:6), выдвижным сопловым насадком и выдвижным центральным телом в КC (оно уменьшает критическое сечение, увеличивает степень расширения и позволяет повысить УИ даже при дросселировании двигателя).
Потому я и пошел на двухступенчатость, что это пока единственный способ обеспечить реальную многоразовость. Двигатели с высоким ресурсом и надежностью, с малой трудоемкостью межполетного обслуживания (и при этом с при умеренной ценой) должны иметь низкую напряженность и большую удельную массу. С такими двигателями одноступ на орбиту не выйдет, даже одноразовый.
Гланая проблема многоразовиков - стоимость межполетного обслуживания. Нужно довести надежность двигателей до такого уровня, чтобы они не требовали переборки после каждого полета, а только дистанционной приборной диагностики без снятия с носителя и максимум - прожига на стенд-старте.
А переборка должна осуществляться не чаще чем через 10 полетов.
Мне, как материаловеду в прошлом, представляется, что объемная тонкостенная сотовая конструкция, получаемая роботизированной сваркой и вваренная в тонкостенную обечайку-бак, работающая как объемно нагруженное тело должна дать выигрыш в сухой массе конструкции с небольшим относительным удлинением, характерным для схемы "Сивки". Но расчетами подкрепить свою интуицию не могу, так как не знаком с характерными значениями нагрузок и усилий при подготовки к старту и в полете.
На самом деле, одноразовый одноступ может быть создан уже сейчас при использовании задела "Энергии", включая двигатель. При этом реально достижимо значение мю ПГ порядка 2,65-3%. Некоторое развитие технологий (впрочем, тоже не выходящих за рамки реальности) позволяет, теоретически, достичь 5-процентной массовой отдачи одноразового одноступа.
ЦитироватьМне, как материаловеду в прошлом, представляется, что объемная тонкостенная сотовая конструкция, получаемая роботизированной сваркой и вваренная в тонкостенную обечайку-бак, работающая как объемно нагруженное тело должна дать выигрыш в сухой массе конструкции с небольшим относительным удлинением, характерным для схемы "Сивки". Но расчетами подкрепить свою интуицию не могу, так как не знаком с характерными значениями нагрузок и усилий при подготовки к старту и в полете.
Почти так. Только минимальной по весу при большом диаметре будет несколько иная конструкция: вафельные обечайки, к стрингерам и шпангоутам которых (высотой ~ 40 мм) приварены стрингеры и шпангоуты большой высоты, соединенные сваркой в наборный каркас.
Примерно вот таким образом:
(http://keep4u.ru/imgs/b/080628/b5/b5dbba65a359ffc135.jpg)
При использовании РД-0120 одноступ может выглядеть примерно так:
Мрн=68,5т, Мрзт=61,5, Мго=0,5т, Мпн=2,0т, Мст=70,5т, ХС=9190м/с.
ЦитироватьНа самом деле, одноразовый одноступ может быть создан уже сейчас при использовании задела "Энергии", включая двигатель. При этом реально достижимо значение мю ПГ порядка 2,65-3%. Некоторое развитие технологий (впрочем, тоже не выходящих за рамки реальности) позволяет, теоретически, достичь 5-процентной массовой отдачи одноразового одноступа.
Технически это возможно. Правда остается открытой экономическая целесообразность такой навроченной и дорогостоящей одноразовой ракеты.
Я плясал именно от экономики.
Мой носитель - это фактически так же Сивка, но с дефорсированными двигателями, у которых высокий ресурс куплен ценой низкой напряженности и УИ и большой массы.
http://engine.aviaport.ru/issues/08/page02.html
ЦитироватьКак показывают расчетно-теоретические, экспериментальные и проектные исследования, ресурс работы турбомашин в определяющей степени зависит от уровня их энергонапряженности. Поэтому высокая энергонапряженность агрегатов, в первую очередь ТНА современных наиболее энергетически эффективных ЖРД РД-170, РД-180, РД-191, ставит под сомнение возможность достижения высокой кратности (до 25-30) использования подобных двигателей и низкой стоимости (менее 1...2 % стоимости изготовления) межполетного обслуживания двигателя. Об этом свидетельствует опыт эксплуатации пока единственного в мире многоразового ЖРД SSME . Важнейшую роль в ограничении кратности использования ЖРД имеет циклическая усталость материала. Известно, что при многоцикловом нагружении предельное количество циклов (соответственно и время работы) элемента конструкции зависит, в частности, от уровня динамических напряжений в степенной зависимости (уравнения Веллера). Поэтому снижение энергонапряженности в 2 раза позволяет в принципе увеличить продолжительность работы ЖРД более чем на порядок (рис. 4).
В табл. 2 показано, что с переходом к открытой схеме ЖРД с уровнем давления в камере сгорания 140...150 кгс/см2 возникает возможность в 2...2,5 раза снизить давление за насосами и потребную мощность турбины по сравнению с параметрами двигателя РД-191 из семейства РД-170. т.е. создать ЖРД с очень высоким ресурсом работы и кратностью использования до 30...40. В сочетании с использованием криогенных компонентов топлива (жидкий кислород и жидкий метан), создающих условия для минимального межполетного обслуживания ЖРД, появляется возможность снижения затрат (по линии ДУ) на один полет в 20...30 раз (см. рис. 3).
Я не специалист по ЖРД. Но то, что я знаю про ДВС, подтверждает информацию из статьи. Двигатели серийного грузовика и болида Формулы-1 при примерно одинаковой мощности и разной напряженности имеют на порядки различающийся ресурс. Естественно двигатель грузовика при низкой литровой мощности имеет больший рабочий объем и массу.
В статье рассматривались метановые двигатели, но для верхних ступеней водород предпочтительнее.
Но поскольку такая "дефорсироанная Сивка" в одну ступень на орбиту не выйдет, к ней цепляем бустер - простейшую, дешевую и надежную стальную бочку с ВСП.
В отличии от ТТУ процедура её повторной заправки намного проще.
Мю ПН я жертвую сознательно ради простоты межполетного обслуживания.
ЦитироватьПри использовании РД-0120 одноступ может выглядеть примерно так:
Мрн=68,5т, Мрзт=61,5, Мго=0,5т, Мпн=2,0т, Мст=70,5т, ХС=9190м/с.
А зачем ему тяговооруженность больше 2,0? :shock:
ЦитироватьЦитироватьНа самом деле, одноразовый одноступ может быть создан уже сейчас при использовании задела "Энергии", включая двигатель. При этом реально достижимо значение мю ПГ порядка 2,65-3%. Некоторое развитие технологий (впрочем, тоже не выходящих за рамки реальности) позволяет, теоретически, достичь 5-процентной массовой отдачи одноразового одноступа.
Технически это возможно. Правда остается открытой экономическая целесообразность такой навроченной и дорогостоящей одноразовой ракеты.
Да, в общем-то, в технологиях "Энергии" ничего "навороченного" уже и нет.
ЦитироватьДа, в общем-то, в технологиях "Энергии" ничего "навороченного" уже и нет.
Навороченность - это я имел в виду носитель с мю ПН 5%.
Ту же мю ПН на двухступенчатом носителе получить можно без всяких изысков.
ЦитироватьЦитироватьДа, в общем-то, в технологиях "Энергии" ничего "навороченного" уже и нет.
Навороченность - это я имел в виду носитель с мю ПН 5%.
Ту же мю ПН на двухступенчатом носителе получить можно без всяких изысков.
А, это да. Хотя, подчеркну - ничего выходящего за рамки разумного. Скажем, замена РД-0120 на 14Д12, переход на алюминий-литиевые сплавы, использование современной электронной элементной базы и т.п.
Честно говоря на этом в 5% верится с трудом.
Вот если в придачу с выдвижному насадку и алюминий-литиевым сплавам ещё и двигатель с переменным соотношением компонент и изменяющейся площадью критического сечения (чтобы при дросселировании УИ возрастал) - тогда пожалуй да.
Впрочем для данной темы это не так важно.
Моя цель - создание многоразовика, который для межполетного обслуживания в течении по крайней мере 10 полетов не надо разбирать, а диагностика может ограничиться дистанционной, от встроенной электроники.
ЦитироватьЧестно говоря на этом в 5% верится с трудом.
Вот если в придачу с выдвижному насадку и алюминий-литиевым сплавам ещё и двигатель с переменным соотношением компонент и изменяющейся площадью критического сечения (чтобы при дросселировании УИ возрастал) - тогда пожалуй да.
Впрочем для данной темы это не так важно.
Моя цель - создание многоразовика, который для межполетного обслуживания в течении по крайней мере 10 полетов не надо разбирать, а диагностика может ограничиться дистанционной, от встроенной электроники.
Весь парадокс вашей схемы в том,что при дешевизне используемых в ней элементов можно их слегка еще удешевить, или увеличить характеристики за счет снижения ресурса, и получится великолепная одноразовая машина. Ее изготовление будет дешевле межполетного обслуживания, а выводить она будет раза в полтора больше. Т.е. схема хорошая, только вот многоразовость пожалуйста уберите и заверните мне десять штук. :D
ЦитироватьВесь парадокс вашей схемы в том,что при дешевизне используемых в ней элементов можно их слегка еще удешевить, или увеличить характеристики за счет снижения ресурса, и получится великолепная одноразовая машина. Ее изготовление будет дешевле межполетного обслуживания, а выводить она будет раза в полтора больше. Т.е. схема хорошая, только вот многоразовость пожалуйста уберите и заверните мне десять штук. :D
Это не парадокс. Изначально похожий носитель я проектировал именно как одноразовый, максимально дешевый в массовом производстве, с мю ПН 3-3,2%.
Но потом понял, что при некотором удорожании производства и утяжелении у таких ненапряженных двигателей можно получить огромный ресурс, что резко снижает стоимость межполетного обслуживания многразовой системы. Естественно у многоразовой системы мю ПН будет в 1,5-2 раза меньше.
Оценить с точностью до процента, что будет дешевле при массовых пусках - многоразовая система с повышенным ресурсом, или одноразовая с минимальной стоимостью производства - мне возможностей не хватает.
ЦитироватьКак показывают расчетно-теоретические, экспериментальные и проектные исследования, ресурс работы турбомашин в определяющей степени зависит от уровня их энергонапряженности. Поэтому высокая энергонапряженность агрегатов, в первую очередь ТНА современных наиболее энергетически эффективных ЖРД РД-170, РД-180, РД-191, ставит под сомнение возможность достижения высокой кратности (до 25-30) использования подобных двигателей и низкой стоимости (менее 1...2 % стоимости изготовления) межполетного обслуживания двигателя. Об этом свидетельствует опыт эксплуатации пока единственного в мире многоразового ЖРД SSME . Важнейшую роль в ограничении кратности использования ЖРД имеет циклическая усталость материала. Известно, что при многоцикловом нагружении предельное количество циклов (соответственно и время работы) элемента конструкции зависит, в частности, от уровня динамических напряжений в степенной зависимости (уравнения Веллера). Поэтому снижение энергонапряженности в 2 раза позволяет в принципе увеличить продолжительность работы ЖРД более чем на порядок (рис. 4).
В табл. 2 показано, что с переходом к открытой схеме ЖРД с уровнем давления в камере сгорания 140...150 кгс/см2 возникает возможность в 2...2,5 раза снизить давление за насосами и потребную мощность турбины по сравнению с параметрами двигателя РД-191 из семейства РД-170. т.е. создать ЖРД с очень высоким ресурсом работы и кратностью использования до 30...40. В сочетании с использованием криогенных компонентов топлива (жидкий кислород и жидкий метан), создающих условия для минимального межполетного обслуживания ЖРД, появляется возможность снижения затрат (по линии ДУ) на один полет в 20...30 раз (см. рис. 3).
ИМХО, предлагаемая схема (моноблок) проигрывает пакету с одноразовым ЦБ. Для пакета не требуется высокая многоразовость ЖРД, если использовать одинаковые двигатели на ЦБ и ускорителях. Тогда на один ЖРД ЦБ будет приходиться 4-6 двигателей ускорителей. Двигатели с этих ускорителей можно снимать после 4-6 полётов и переставлять на ЦБ. Тогда потребуется общий ресурс ЖРД где-то 6-9 полётов, и высоконапряжённые ЖРД становятся оправданны.
ПМСМ многоразовостью пахнет только в движках наподобие рд-146
безгазогенераторной схемы... Но по такой схеме мне кажется сомнительным создание двигателя с единичной тягой более 200 т и приемлимыми характеристиками.
Еще касательно многоразовых систем: если уж спасать то только наиболее дорогостоящие и компактные элементы-движки и электронику. Корпуса баков или сомнутся или меры по обеспечению посадки без повреждений(как-то крылья, парашюты+рдтт,вертолетные роторы, посадочные двигатели или запас топлива к основным) съедят ПН.
ЦитироватьЧестно говоря на этом в 5% верится с трудом.
Между тем, это именно так :D
ЦитироватьПМСМ многоразовостью пахнет только в движках наподобие рд-146
безгазогенераторной схемы... Но по такой схеме мне кажется сомнительным создание двигателя с единичной тягой более 200 т и приемлимыми характеристиками.
Я согласен с тем, что многоразовость намного проще обеспечить на ненапряженномдвигателе с низкой температурой рабочего газа в ТНА. Но в чём тут сакральный смысл именно безгенераторности? С ГГ конструкция понятно чуть посложнее, но почему наличие ГГ должно резко снижать ресурс двигателя?
Вот на первой ступени у меня двигатели не только без ГГ, но и без ТНА, с ВСП. И в КС у них давление только 20 атм, так что тепловые потоки умеренные. У такого двигателя ресурс вообще огромным должен быть.
ЦитироватьЕще касательно многоразовых систем: если уж спасать то только наиболее дорогостоящие и компактные элементы-движки и электронику. Корпуса баков или сомнутся или меры по обеспечению посадки без повреждений(как-то крылья, парашюты+рдтт,вертолетные роторы, посадочные двигатели или запас топлива к основным) съедят ПН.
Да, ступень целиком спасти сложнее. Но зато, если все её элементы имеют большой ресурс, её сразу после приземления можно использовать без переборки. А если спасаются только двигатели - значит межполетное обслуживание должно включать их установку на следующий носитель.
К тому же баки, хотя они относительно дешевые по сравнению с двигателями и трудноспасаемые, могут летать десятки полетов, у них ресурс конструкции высокий.
ЦитироватьИМХО, предлагаемая схема (моноблок) проигрывает пакету с одноразовым ЦБ. Для пакета не требуется высокая многоразовость ЖРД, если использовать одинаковые двигатели на ЦБ и ускорителях. Тогда на один ЖРД ЦБ будет приходиться 4-6 двигателей ускорителей. Двигатели с этих ускорителей можно снимать после 4-6 полётов и переставлять на ЦБ. Тогда потребуется общий ресурс ЖРД где-то 6-9 полётов, и высоконапряжённые ЖРД становятся оправданны.
На полиблоке для каждой боковушки нужна отдельная система спасения.
Боковушек может быть от одной до шести, но если их 2, то они должны иметь 2-3 двигателя, если 1, то 4-6.
ЦитироватьЦитироватьА для начала по этой схеме можно сделать многоразовый 25-тонник и 50 тонник. Первый - для пилотируемых полетов, запуска спутников на околоземку и легких на ГСО. Второй - для пуска АМС, тяжелых спутников на ГСО, в будущем модулей ОС.
На ЛЕО и ГСО ожидается большой грузопоток?
Вы не поверите,но многие тысячи людей готовы отдать большие деньги за турне в космосе.
ЦитироватьЦитироватьНе все грузы можно доставлять "небольшими квантами" :lol:
Самый тяжелый носитель этого семейства - стартовой массой 12000 тонн, выводит ПН 200 тонн.
Нормальный квант? :D
Многоразовый носитель такой грузоподъемности может понадобится например для снабжения постоянной марсианской базы.
500 тонн за раз он конечно не вытянет, зато стартует с регулярностью поезда - расчитан на грузопоток до 10000 тонн в год на низкую орбиту.
Хорошая многоразовость обеспечивается только водородными двигателями,а не метаном.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНе все грузы можно доставлять "небольшими квантами" :lol:
Самый тяжелый носитель этого семейства - стартовой массой 12000 тонн, выводит ПН 200 тонн.
Нормальный квант? :D
Многоразовый носитель такой грузоподъемности может понадобится например для снабжения постоянной марсианской базы.
500 тонн за раз он конечно не вытянет, зато стартует с регулярностью поезда - расчитан на грузопоток до 10000 тонн в год на низкую орбиту.
Хорошая многоразовость обеспечивается только водородными двигателями,а не метаном.
Да ладно вам :) . Можно и на метане. Можно и на керосине. Можно на спирте.
Многоразовость,это,прежде всего,хорошее охлаждение.
А охлаждение жидким метаном не устроит отца русской демократии? :roll:
ЦитироватьМногоразовость,это,прежде всего,хорошее охлаждение.
Многоразовость - это хорошая философия разработки, хорошие идеи, хорошо бы несколько поколений отработки, и эволюционирование в процессе - постройки прототипов, тесты, уточнения, тесты...
Охлаждение - вещь хорошая, для двигателей, но одна из многих.
ЦитироватьА охлаждение жидким метаном не устроит отца русской демократии? :roll:
У жидкого водорода текучесть лучше,да и в комплексе водород лучше,если он поступает в газогенератор.Другое дело кислород для охлаждения ТНА применить,но кислород не метан,а ТНА не основная камера.
ЦитироватьЦитироватьМногоразовость,это,прежде всего,хорошее охлаждение.
Многоразовость - это хорошая философия разработки, хорошие идеи, хорошо бы несколько поколений отработки, и эволюционирование в процессе - постройки прототипов, тесты, уточнения, тесты...
Охлаждение - вещь хорошая, для двигателей, но одна из многих.
А время на расчеты теряется из-за применения "сопливых" материалов.