До этого я предлагал несколько различных идей АКСа, потом еще несколько не дошли даже до завершенного рисунка, их я не выкладывал т.к. не мог разрешить многие их нюансы. Это не значит, что я полностью отказался от идеи АКСа, но думаю пока на современном уровне технических возможностей надежный рентабельный АКС это грань фантастики, его будут создавать потомки.
Но я не очень люблю обсуждать «мелкие» модернизации, и тем более повторяться и снова пережевывать уже давно обмусоленное, поэтому только принципиально новые решения. Хотя сам часто читаю с удовольствием.
Хочу предложить новый, полностью многоразовый 2-х ступенчатый, 2-х блочный РН – «трансформер», стартующий вертикально, а обе ступени после выработки ракетного топлива совершают посадку по самолетному. Отдаленным прототипом можно считать ГК-175, но отличия очень принципиальны.
Получился РН со стартовой массой примерно 1100 тонн и массой полезного груза на LEO не менее 15 тонн. 1-я ступень керосиновая на ней 4 ЖРД РД-180, и два ТРДФ возможно от Ту-160. После расстыковки ступень трансформируется в самолет с хорошей аэродинамикой, центровкой, управляемостью и тяговооруженностью. Он входит обратно в атмосферу и планирует к ВПП, имея возможность запустить ТРДФ на оставшемся от ракетных двигателей керосине. На место старта после заправки возвращается самостоятельно.
Вторая ступень водородная, с одним ЖРД РД-0120. Оперение по типу Бурановского, но без кабины и всяких грузовых отсеков и грузовых обтекателей, ПГ к ней крепится с наружи, открыто. Дело в том, что закрытый грузовой отсек остается на первой ступени, а она выводит РН за пределы действия скоростного напора, а 2-я ступень не отягощенная ни чем лишним, сразу имея челнокообразную форму без раскладных элементов, заполненную только топливными баками и средствами посадки, с полным запасом топлива выводит ПГ на одновитковую орбиту.
Подробнее на моем сайте.
какой сайт то?
www.alexgysev.narod.ru/
Если попытаться провести сравнительный анализ по сложности, и техническим параметрам различных элементов конструкции между «Энергией-2» и моим РН «Трансформер».
Грузоподъемность различается примерно в два раза и суммарная тяга ЖРД 1-ой ступени РН-Т в 2 раза меньше, но в Энергии-2 около 15% тяги создают ЖРД блока Ц, а в РН-Т ВРД добавляют только около 5%. Попытаюсь сравнительно объяснить за счет чего можно получить выигрыш в массе ПГ, при том не за счет увеличения напряженности, а за счет использования другой схемы.
1) Мой РН-Т не пакет, а тандем, и вторая ступень отстыковывается полностью заправленной.
2) 2-я ступень не тащит с собой огромный обтекатель с множеством приводов, замков... Еще этот обтекатель самый теплонапряженный элемент корпуса, он испытывает максимальный скоростной напор. На нем же наверно расположено переднее шасси. На моем РН-Т 2-я ступень максимально упрощена, не имеет очень большой длины и теплоизоляция защищает непосредственно корпус.
3) У РН-Т на 1-й ступени крылья не раскладные, а цельные с более распределенной нагрузкой на корпус, чем в блоке А на Энергии-2, хотя и меньшего удлинения, но большей площади (в пропорции). Нет соответственно шарнира с очень серьезными силовыми элементами конструкции.
4) По тяге ЖРД 1-я ступень РН-Т (это один блок) соответствует 2-м блокам А. Выбранный мной диаметр блоков 5.2 - 5.5 метров. В 1-й ступени 3 бака: один большой общий кислородный и два керосиновых. 4 ЖРД РД-180: два на основной части и два на боковом двигательном отсеке. А у Энергии-2 1-я ступень состоит аж из 4-х блоков, и каждый имеет весь набор как ракетных так и авиационных систем.
5) Хвостовое оперение 1-й ступени РН-Т и блока А Энергии-2 наверно лучше сделать идентичное (а не так как я его нарисовал). Масса и сложность его в пропорции будет не хуже.
6) У РН-Т приличная масса 1-й ступени в режиме самолета (все ЖРД и ВРД)
7)
находятся в передней части корпуса, поэтому некоторое смещение крыльев вперед это нормально, зато между ними и хвостовым оперением получается огромный рычаг приложения силы, что только улучшает управляемость. На блока А основная масса расположена сзади, а длинный пустой нос приходится утяжелять чуть ли не искусственно, перенося туда даже те агрегаты, которые в общем удобнее расположить ближе к ЖРД. Из за ВРД корпус пришлось еще удлинять, что еще усложнило аэродинамику, да и его сопло расположено далеко от оси движения.
7) Грузовой отсек и обтекатель у РН-Т значительно проще и легче чем на Энергии-2, кроме того они расположены на 1-й а не на 2-й ступени, где массовое совершенство на порядок менее ценное.
8) На РН-Т ВРД: ТРДФ используются еще и при старте, что приносит очень хороший результат. Их мощность оправданна и при перелете с аэродрома на аэродром. Блок А Энергии-2 самостоятельно к месту старта вернуться не может. Нужен транспорт, а это дополнительные расходы.
9) И самое большое достоинство РН-Т перед Энергией-2, это максимальная вероятность сохранения как самого носителя, так и ПГ (который может стоить дороже самого носителя). Я Уже указывал, что при отказе любого двигателя (без взрыва) как обе ступени, так и ПГ возвращаются без повреждений. В Энергии-2 груз не спасается ни когда, вероятность спасения блока Ц очень низкая, т.к. вытряхнуть ПГ при скоростном напоре не реально.
10) Поворотный двигательный отсек на РН-Т не преподносит особых проблем. Боковое крепление блока давно отработано, сам шарнир простой, несколько удлиненная юбка после смыкания будут испытывать некоторую нагрузку, но и это не вопрос. А некоторую часть нагрузки при работе ЖРД можно передавать напрямую 2-й ступени. Массовое совершенство от такого технического решения серьезно не пострадает.
11) На РН-Т вполне возможно предусмотреть и возможность пилотируемых полетов. САС может торчать в отверстие на стыке створок обтекателя. При посадке ступеней не нужно даже мудрить с закрытием этого отверстия. На Энергии-2 САС может сработать только или разрушая обтекатель или спасать корабль вместе с ним. А при штатном полете вообще тяжело представить, как может происходить расстыковка, и нужно мудрить с закрытием отверстия от САС.
12) Гораздо больше вероятность загрузить регулярной работой 15-ти тонный носитель, чем 30-ти тонный (в обозримом будущем).
Небольшой вопрос: А как вы оценивали массу планера (силовой конструкции) вашей РН? Подходы, методы расчета?
ЦитироватьНебольшой вопрос: А как вы оценивали массу планера (силовой конструкции) вашей РН? Подходы, методы расчета?
Думаю, "на глазок" :roll:
ЦитироватьЦитироватьНебольшой вопрос: А как вы оценивали массу планера (силовой конструкции) вашей РН? Подходы, методы расчета?
Думаю, "на глазок" :roll:
Как бы это ни было печально, но похоже на то. Уж больно маловато на конструкцию ушло.
Хотя я видел куда более страшные картины. В книге Феоктисова К.П, "Космическая техника - перспективы развития" издательства МГТУ им. Баумана вписан откровенно бредовый проект крылатой одноступенчатой ракеты, у которой масса крыла 5 тонн, а сама ракета 2000 тонн. Понятно, что крыло такое удержать в воздухе даже пустую конструкцию ракеты не сможет.
Самолетные конструкции тяжеловаты по сравнению с ракетными. Оно и понятно, ведь в требованиях по полету в условиях турбулентной атмосферы уже заложено, то расчетная перегрузка должна быть не менее 3,75 :(
Алексей, боюсь первая ступень с грузом не вернется - груз на хвосте сильно изменит центровку
и кроме того, разделение ступеней происходит, когда скоростной напор всё ещё велик...
ЦитироватьНебольшой вопрос: А как вы оценивали массу планера (силовой конструкции) вашей РН? Подходы, методы расчета?
Сухую массу 1-й ступени еще раз пересчитаю, разложу по полочкам и потом выложу, но вроде цифра разумная.
Сухую массу 2-й ступени примитивно подсчитал в пропорции к Энергии-2, получилось:
количество ЖРД в три раза меньше;
топлива более чем в три раза меньше;
ни какого гимороя с обтекателем;
остольные решения и системы примерно подобны;
сухая масса 2-й ступени Энергии-2 100 тонн, скромно берем треть=30 тонн.
ЦитироватьАлексей, боюсь первая ступень с грузом не вернется - груз на хвосте сильно изменит центровку
Масса самой ступени после расстыковки 140 тонн, значительная часть массы находится в передней части, ступень имеет полноценное хвостовое оперение, так я думаю, что даже 15 тонн в хвосте это не так страшно.
На гиперзвуке при спуске, когда центр давления смещается вперед, то при малейшем отклонении оси корпуса от оси направления движения тут же приводит к смещению центра давления назад, к геометрическому центру, а центр масс остается далеко впереди. Кроме того концы крыльев немного торчат за конус ударной волны и ими можно управлять.
При полете на сверхзвуке хвостовое оперение уже вполне справится со своей функцией.
При полете на дозвуке, тем более, ведь рычаг приложения сил очень большой, управляемость прекрасная, да и центр масс будет по любому перед центром давления.
При посадке прийдется просто немного повысить скорость, а это можно предусмотреть зарание.
Вообще если вспомнить Шатл с его тяжеленной попой, и ведь летает и даже садится, и даже говорят, что может вернуться с грузом, а это то же смещение центра масс.
Цитироватьи кроме того, разделение ступеней происходит, когда скоростной напор всё ещё велик...
При выборе размерности ступеней я специально отступил от золотой пропорции. Первая ступень значительно тяжелее, и ее должно хватить, чтоб вытащить РН к моменту разделения на высоту около 100 км. при этом вертикальная скорость около 1200 м/с, горизонтальная около 1450 м/с.
ЦитироватьЦитироватьНебольшой вопрос: А как вы оценивали массу планера (силовой конструкции) вашей РН? Подходы, методы расчета?
Сухую массу 1-й ступени еще раз пересчитаю, разложу по полочкам и потом выложу, но вроде цифра разумная.
Сухую массу 2-й ступени примитивно подсчитал в пропорции к Энергии-2, получилось:
количество ЖРД в три раза меньше;
топлива более чем в три раза меньше;
ни какого гимороя с обтекателем;
остольные решения и системы примерно подобны;
сухая масса 2-й ступени Энергии-2 100 тонн, скромно берем треть=30 тонн.
Жду. Буду рад взглянуть на расчеты
ЦитироватьЦитироватьАлексей, боюсь первая ступень с грузом не вернется - груз на хвосте сильно изменит центровку
Масса самой ступени после расстыковки 140 тонн, значительная часть массы находится в передней части, ступень имеет полноценное хвостовое оперение, так я думаю, что даже 15 тонн в хвосте это не так страшно.
То есть центр масс сместится на 10% от длины хвоста (расстояние от ЦМ до груза).
По отношению к хорде крыла это будет ~40%.
Хотя, конечно, если стабилизатор достаточно большой, проблем не будет.
ЦитироватьЖду. Буду рад взглянуть на расчеты
По детально пока с разбегу не готов, много цифр под мои потребности сразу не находятся. А методом пропорций и соотношений, то опять же сравнивая с Энергией-2.
Если 1-я ступень РН-Т по общему объему раза в полтора меньше блока Ц, (а его масса 100 тонн), но по массе топлива он несет немного больше (кеносин-кислород явно требуют меньшего объма, чем водород-кислород). Двиготеля все (ЖРД и ВРД) на 1-й ст. РН-Т будут заметно тяжелее, чем ЖРД на блоке Ц. Однако тепловая защита и грузовой обтекатель на 1-й ступени РН-Т заметно меньше и легче чем на блоке Ц. Оперение может не значительно, но на РН-Т потежелее (запас на изменение центра тяжести). Правда на 1-й ступени РН-Т есть оттельный двигательный отсек, и запас керосина разделен в два бака, это + дополнительные тонны.
Как видно плюсы и минусы как бы практически уравниваются, то есть если все делать на грани возможного, то можно заявить и массу 1-й ступени РН-Т и 100 тонн, но я хочу все таки действительно многоразовый носитель и поэтому ориентируюсь на 140-150 тонн.
Если сравнивать 1-ю ступень РН-Т с блоком А Энергии-2, то:
Масса 2-х блоков А как раз примерно равна моей заявленной массе 1-й ступени, но там не нужно забывать, что у каждого блока полный набор всего. А как известно, что две 10 литровые канистры тяжелее одной 20 литровой.
Так, что я почему то думаю, что меня напрасно обвиняют в том, что я занизил заявленную сухую массу, извеняюсь, я имел ввиду массу блока после отделения.
:D :) :lol: Теперь мене нужно указать, что я заявил очень тяжелые ступени, тем самым отнял массу у ПГ. :D :) :lol:
ЦитироватьПо детально пока с разбегу не готов, много цифр под мои потребности сразу не находятся.
И никогда не найдутся и не сойдутся... :D
ЦитироватьА методом пропорций и соотношений, то опять же сравнивая с Энергией-2.
А Энергии-2 вообще не было. Энергия-2 виртуальна. Как с ней что-то можно сравнивать? Тем более методом "пропорций и соотношений"??? Ржунимагу... :D :D :D
Ну на уровне предворительных, но все таки предметных расчетов чертежей и даже моделей проект Энергия-2 прорабатывался. А мой носитель, даже не прорисован по уму, не говоря про чертежи и серьезные расчеты. Все равно надо начать просто с прибросков, чтоб понять стоит ли игра свечь, или нет.
Я тут еще для разминки просчтал самый оптимистический (но думаю все таки разумный) вариант с приминением форсированных движков, которыми грезили, считая ГК-175, сухой массы по минимуму, то может даже моим носителем можно вытащить и 30 тонн. Вечером попытаюсь выложить методику как считал (вручную), мажет кто что подскажет.
Я вот всё пытаюсь придумать компоновку "две крылатые ступени + ПН" так чтобы ПН была расположена симметрично.
Самое лучшее, что пока придумал - ПН держать на штырях перед носовым обтекателем второй ступени, а после отделения ПН штыри втягивать внутрь корпуса. Но тут проблема с уязвимостью теплозащиты в местах крепления этих штырей.
ЦитироватьЯ вот всё пытаюсь придумать компоновку "две крылатые ступени + ПН" так чтобы ПН была расположена симметрично.
Самое лучшее, что пока придумал - ПН держать на штырях перед носовым обтекателем второй ступени, а после отделения ПН штыри втягивать внутрь корпуса. Но тут проблема с уязвимостью теплозащиты в местах крепления этих штырей.
ПН жержать на штырях перед носовым обтекателем? (дословно) :roll: А зачем тогда обтекатель? :?:
Чертеж в студию. :!:
Я как то попытался прямо в форум вставить текст с таблицами, но просто примитивно не получилось, опять просил сына засунуть их в свой сайт. (в конец)
Там прописал возможную динамику старта, но только носитель по массам взял значительно более облегченным, хотя опять тем же методом пропорций не на столько как Энергия-2. Получлось и такой гораздо более легкий носитель сможет вытащить ту же полезную массу груза.
Мне кажется для многоразового носителя именно эта схема самая разумная, при некотрых перспективах развития космонавтики она может конкурировать и с одноразовыми РН. Многие плюсы уже есть.
ЦитироватьДо этого я предлагал несколько различных идей АКСа, потом еще несколько не дошли даже до завершенного рисунка, их я не выкладывал т.к. не мог разрешить многие их нюансы. Это не значит, что я полностью отказался от идеи АКСа, но думаю пока на современном уровне технических возможностей надежный рентабельный АКС это грань фантастики, его будут создавать потомки.
А я думаю, что потомки будут создавать кое-что другое.
ЦитироватьХочу предложить новый, полностью многоразовый 2-х ступенчатый, 2-х блочный РН – «трансформер», стартующий вертикально, а обе ступени после выработки ракетного топлива совершают посадку по самолетному.
Вроде похожее уже было. Идея приделать к топливному баку Шаттла крылья и сажать его на другой стороне Земли, а потом переть на барже обратно.
Значит надо приделывать крылья, какую-то систему управления, как-то это всё сажать на аэродром, снимать крылья, чтоб на баржу поместился, и тратить деньги на доставку обратно с очень большого расстояния. Всё как-то слишком сложно. Вроде проще сделать новый топливный бак.
ЦитироватьЦитироватьХочу предложить новый, полностью многоразовый 2-х ступенчатый, 2-х блочный РН – «трансформер», стартующий вертикально, а обе ступени после выработки ракетного топлива совершают посадку по самолетному.
Вроде похожее уже было. Идея приделать к топливному баку Шаттла крылья и сажать его на другой стороне Земли, а потом переть на барже обратно.
Значит надо приделывать крылья, какую-то систему управления, как-то это всё сажать на аэродром, снимать крылья, чтоб на баржу поместился, и тратить деньги на доставку обратно с очень большого расстояния. Всё как-то слишком сложно. Вроде проще сделать новый топливный бак.
Ну про Шатл, это совсем другая сказка.
А про транспортировку РН-Т, то с этим проблем минимум:
1-я ступень вообще сама летает на любые растояния, аэродинамика в порядке, мощности ТРДФ с запасом, керосин берет из ракетного топливного бака, а он большой, даже слишком.
2-я ступень, при спуске с орбиты, садится на ВПП возле старта. А при транспортировке с завода или при не штатной посадке на другой аэродром вполне можно использовать самолет, она чуть не в трое легче Бурана или Шатла.
Я тут еще слишком экстровогантное применение своего носителя придумал, правда не уточнил при этом самого главного, какой диаметр шейки и камеры сгорания у РД-0120.
Если к примеру при черезвычайной ситуации на орбите и не возможности вернуться космонавтам штатным кораблем, то можно будет запустить РН-Т без груза, 1-я супень отрабатывает штатно, а вторая без груза забирается на требуемую орбиту. За место ПГ ей ставится дополнительный двиготельный блок коррекции. Космонавты забираются прямо в РД-0120, и даже затыкают привезенной надувной подушкой вход. Даже возможно наполнение им пространства кислородом. Спуск конечно будет происходить в неудобствах, но при отсутствии выбора и так ладно.
Сильно не пинайте, если несу бред.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьХочу предложить новый, полностью многоразовый 2-х ступенчатый, 2-х блочный РН – «трансформер», стартующий вертикально, а обе ступени после выработки ракетного топлива совершают посадку по самолетному.
Вроде похожее уже было. Идея приделать к топливному баку Шаттла крылья и сажать его на другой стороне Земли, а потом переть на барже обратно.
Значит надо приделывать крылья, какую-то систему управления, как-то это всё сажать на аэродром, снимать крылья, чтоб на баржу поместился, и тратить деньги на доставку обратно с очень большого расстояния. Всё как-то слишком сложно. Вроде проще сделать новый топливный бак.
Ну про Шатл, это совсем другая сказка.
А про транспортировку РН-Т, то с этим проблем минимум:
1-я ступень вообще сама летает на любые растояния,
Тогда ей нужны не только крылья но и двигатели. Так как у ракетных удельный импульс в 10 раз меньше. А значит ещё лишний вес.
Цитироватьаэродинамика в порядке, мощности ТРДФ с запасом, керосин берет из ракетного топливного бака, а он большой, даже слишком.
2-я ступень, при спуске с орбиты, садится на ВПП возле старта.
Ступень должна не только поднять ракету вверх, но и разогнать в горизонтальной плоскости, таким образом она сесть рядом со стартом не может. Если же она только поднимает вверх, то значит следующая ступень должна разогнать ракету по горизонтали, либо сам корабль должен превратиться в монструарий, который фактически катает сам себя, плюс с гулькин нос полезной нагрузки.
Не ну если мы о чем то говорим, то просто посмотри пусть примитивный, но рисунок, где нарисованы и турбореактивные двигатели и можно понять вид для ракетного старта и как ступени по самолетному могут вернуться и совершать перелеты (1-я ступень). Про набор горизонтальной скорости то в конце текста в сайте я высавил примерную таблицу где показал как происходит набор скорости, высоты, какие двигатели когда задействованы, можно понять на каой высоте при каких скоростных напорах и при каких массах происходит расстыковка.
Конечно не все свои умозаключения я изложил, но думаю общая картинка должна быть понятной, если что не доизложено конечно отвечу, если вопрос окажется мне по зубам, и все равно отвечу.