Существует ли ?
И если да, то какой примерно ?
Сколько груза за один раз можно поднять на низкую орбиту ?
Предполагается использование проверенных технологий.
Распространённые топлива (кислород, керосин, водород).
Никаких экзотических схем компоновки.
В таких условиях, существует ли предел, за которым всякие технологические, логистические, и прочие сложности становятся непреодолимыми ?
У Уманского читал что в 80-х расчитали предельную теоретическую грузоподъёмность на химических ЖРД ~ 450-500 тонн. Выше требования прочности к конструкции "съедают" грузоподъёмность.
Есть одно нечёткое ограничение. Масса ракеты растёт, как куб размера, а площадь сопел двигателей - как квадрат размера.
Это мелочи, решается компоновкой.
Хуже, что силы (в том числе от акустическх нагрузок) растут как куб размеров, а моменты сил - в четвертой степени (за счет плеч).
Потому у очень больших ракет и приходится конструкцию утяжелять.
Поскольку самый большо размер у ракет длина, большие ракеты выгодно делать относитлеьно короткими и толстыми (заодно и сопла проще разместить).
Цитировать... в 80-х расчитали предельную теоретическую грузоподъёмность на химических ЖРД ~ 450-500 тонн. Выше требования прочности к конструкции "съедают" грузоподъёмность.
Тоже помню такое. Предлагаю открыть тему о предельном в 500 тонн химическом носителе, где желающие посчитают и покажут варианты.
А что там было про акустический предел?
ЦитироватьПредлагаю открыть тему о предельном в 500 тонн химическом носителе, где желающие посчитают и покажут варианты.
Было неоднократно :)
ЦитироватьХуже, что силы (в том числе от акустическх нагрузок) растут как куб размеров, а моменты сил - в четвертой степени (за счет плеч).
Потому у очень больших ракет и приходится конструкцию утяжелять.
Это только для жёсткой конструкции
кароче 10000 тонн взлетной массы - крутись как хочешь
ЦитироватьЦитироватьХуже, что силы (в том числе от акустическх нагрузок) растут как куб размеров, а моменты сил - в четвертой степени (за счет плеч).
Потому у очень больших ракет и приходится конструкцию утяжелять.
Это только для жёсткой конструкции
А что, ракету предлагается сделать мягкой? :shock:
Где-то в теме про Циолковского было описание его идеи стыковки ракет в полете. Возможно, с какой-то массы эта идея уже не покажется нелепой... Интересно, на скорости 1 км/сек (вертикальной, где-то на высоте 30 км, т.е. работа первой ступени) можно ли подавать шланг с конусом? Ср. -
"Особенностью американского самолёта-разведчика SR-71 Blackbird является то, что топливо охлаждает обшивку, температура которой в полёте в некотрых местах может достигать 430 °C. Ввиду этого при более низкой температуре обшивка имеет щели, через которые топливо вытекает на взлётную полосу. Поэтому стандартная процедура использования этого самолёта — заправка небольшого количества топлива, взлёт и разогрев обшивки до рабочих температур из-за трения о воздух (при этом обшивка расширяется и щели исчезают), дозаправка в воздухе и полёт на задание."
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%B0%D0%BC%D0%BE%D0%BB%D1%91%D1%82-%D0%B7%D0%B0%D0%BF%D1%80%D0%B0%D0%B2%D1%89%D0%B8%D0%BA
Или вообще - одновременный старт нескольких ракет, соединенных шлангами... :shock: Скажем, 5 ракет по 10 тыс. тонн каждая, установленных по углам и в центре квадрата стороной в 1 км... В центральную ракету для экономии ее топлива (для использования ее в качестве второй ступени) из боковых следует подавать до 50 тонн компонентов топлива в секунду, если на ней установлено два десятка двигателей размерности РД 170, т.е. порядка 12 тонн в секунду с каждой. Недостаток проекта: при шлангах длиной до 1 км (с запасом) и сечением порядка 1 метра, в них надо будет подать заранее до 1/10 часть топлива из каждой ракеты, кроме того, шланги должны быть настолько прочными, чтобы выдерживать не только этот и свой вес, но и ускорение в несколько g. Без нанотехнологий не обойтись, очевидно. 8) Впрочем, проект, возможно, можно спасти, если использовать дополнительные ракеты-шлангоносители-насосоносители (масштабности Арес-5, на ТТУ, примерно штуки по 2-3 на каждый шланг). Итого: 5 ракет по 10 тыс. тонн и 8-12 ракет по 2,5 стартуют в одной связке. В результате большая часть топлива центральной ракеты используется как вторая ступень. :D Впрочем, если искомую прочность шлангов удастся создать, то, возможно, шланги не потребуются - можно будет сделать из этого же материала тросы, тогда будет достаточно одной центральной ракеты в 10 тыс. тонн и все ее топливо можно использовать как вторую ступень, а до скорости второй ступени ее потянут на тросах ракеты на ТТУ, установленные квадратно-гнездовым способом на этой же площади в 1 кв. км. :P
Короче :mrgreen:
ЦитироватьА что, ракету предлагается сделать мягкой? :shock:
Систему гашения колебаний можно применить.
ЦитироватьУ Уманского читал что в 80-х расчитали предельную теоретическую грузоподъёмность на химических ЖРД ~ 450-500 тонн. Выше требования прочности к конструкции "съедают" грузоподъёмность.
Было такое, припоминаю. Вроде бы что-то ещё говорилось в "Ракетах будущего" Бурдакова&Данилова. Упоминалось и про акустический предел.
Постараюсь найти.
ЦитироватьХуже, что силы (в том числе от акустическх нагрузок) растут как куб размеров, а моменты сил - в четвертой степени (за счет плеч).
Потому у очень больших ракет и приходится конструкцию утяжелять.
Поскольку самый большо размер у ракет длина, большие ракеты выгодно делать относитлеьно короткими и толстыми (заодно и сопла проще разместить).
...Что логично приводит нас к оптимальности конструкции
конусоподобной супер-РН.
Точь-в-точь как
Н1. 8)
ЦитироватьЧто логично приводит нас к оптимальности конструкции конусоподобной супер-РН.
Точь-в-точь как Н1. 8)
Почему конус-то? Лучше, если ракета широкая и плоская как блин. :D
ЦитироватьЧто логично приводит нас к оптимальности конструкции конусоподобной супер-РН.
Точь-в-точь как Н1. 8)
Она так и выглядела. Две ступени в форме усечённого конуса. Первая - кислород-углеводород, вторая - кислород-водород. Обе ступени многоразовые, с парашютной посадкой.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/8843.gif)
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/200/luna13.jpg)
Ну а самый-самый верхний предел :roll: ммм...
"Sea Dragon"
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6496.jpg)
и "Super Nexus"
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/8844.jpg)
Ну и всеми нами любимый /полагаю/ "Орион" :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61074.jpg)
Смотрите, какие я картинки нарыл:
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/c/c6/SeaDragonRocket.gif
http://www.up-ship.com/apr/extras/seadragon/seadragon.gif
Здоровые, но классные!
ЦитироватьСмотрите, какие я картинки нарыл:
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/c/c6/SeaDragonRocket.gif
http://www.up-ship.com/apr/extras/seadragon/seadragon.gif
Здоровые, но классные!
Было уже... Я Sea Dragona Shestopery каждый раз подсунуть норовлю, как речь о супертяже заходит... А особенно о стартах для них. Дракон в каком-то смысле почти идеален - стартовых сооружений не имеет, строится на судоверфях (во всяком случае пригоден для этого - особенно первая ступень с вытеснительной подачей), первая ступень может быть многоразовой...
В плане создания сверхтяжелых относительно дешевых носителей очень привлекательны РДТТ с новым топливом - из крошки алюминия и льда.
В принципе такую смесь можно заливать и замораживать прямо на старте. Так что на старт транспортируются пустые корпуса РДТТ, они относительно легкие. Это облегчает сборку очень большой ракеты.
РДТТ при большой тяге относительно просты и дешевы. А УИ нового топлива очень высокий для РДТТ - 350 сек.
Может тогда сначала устанавливать на старт РДТТ, заливать его, а потом верхние ступени... Такой громадный РДТТ, диаметром эдак ...надцать метров :wink: .
Так и хотим! :wink: А если величина у.и. подтвердится и эксплуатация будет без особых сложностей - так, может, и целиком его из таких ступеней сделать?
ЦитироватьТак и хотим! :wink: А если величина у.и. подтвердится и эксплуатация будет без особых сложностей - так, может, и целиком его из таких ступеней сделать?
Старт получиться сложным и дорогим. Этож придётся всю ракету закрывать. Точнее вокруг ракеты, на старте, должно быть сооружение по заправке РДТТ.
ЦитироватьЦитироватьТак и хотим! :wink: А если величина у.и. подтвердится и эксплуатация будет без особых сложностей - так, может, и целиком его из таких ступеней сделать?
Старт получиться сложным и дорогим. Этож придётся всю ракету закрывать. Точнее вокруг ракеты, на старте, должно быть сооружение по заправке РДТТ.
А что, если только одна ступень, этого делать не надо?
А для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд? Т.е. заморозить до -50... снизу блок с соплом, движущийся по корпусу... можно некислый выигрыш в массовом совершенстве получить ;-D.
ЦитироватьА для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд?
Композит - лед армированный аллюминиевой проволокой :D
ЦитироватьЦитироватьА для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд?
Композит - лед армированный аллюминиевой проволокой :D
Да проще - охладить поглубже. Тут уже писали, что он становится прочнее гранита.
Осеннее обострение бывает? :D
ИМХО, можно попытаться вычислить параметры суперракеты, используя известные двигатели. Возьмем «Сатурн-5». У него на первой ступени однокамерные двигатели F-1 тягой в 750 тонн (УИ = 304 с). Из 4 камер делаем один 4-камерный двигатель (F-1-4) на 3000 тонн. Нагрузки от такого двигателя будут точно в 4 раза больше, чем от 4 F-1, но и тяга – в 4 раза больше. Ракета с такими двигателями выведет в 4 раза больше чем Сатурн-5. 4 х 125 = 500 тонн ПН !
Можно еще вместо одной первой ступени огромного диаметра сделать несколько блоков поменьше. У Сатурна 5 двигателей. Получается 4 боковых ускорителя (каждый с двигателем на 3000 тонн!) и центральный блок. ЦБ делаем сразу как вторую ступень на водороде и экономим один РД F-1-4. На второй ступени можно сделать то же, что и на первой – из однокамерных РД J-2 сделать 4-камерные, но можно и заменить их на более мощные RS-68 (332 т тяги, УИ = 420 с). ... Еще и поставить 3 ступень – ПН еще увеличится.
Но количество БУ может быть разное и получается целая линейка супертяжей:
Д (Димитър :D ) -2 - 2 БУ – 250 т ПН
Д-4 - 4 БУ – 500 т
Д-6 - 6 БУ – 750 т
Д-8 - 8 БУ (как на Вулкане!) – 1000 т !!!
ПН взяты «на глаз», принимается, что для каждой ракеты делается оптимальная 2 и 3 ступень.
Я не специалист. А что скажут специалисты? Можете прикинуть характеристики такой ракеты, и сколько она сможет выводить?
Даешь 1000 тонн ПН одным запуском !?
В Википедии в статье "Формула Циолковского" ЕМНИП есть данные о х/с Сатурна-5 (по каждой ступени - со всеми гравпотерями и т.д.). Прикиньте-поиграйтесь цифирками, чтобы у Ваших ракет были похожие характеристики (тогда можно считать, что полетят - если не развалятся :-)).
ЦитироватьА для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд? Т.е. заморозить до -50... снизу блок с соплом, движущийся по корпусу... можно некислый выигрыш в массовом совершенстве получить ;-D.
Хм... А ведь это Идея!
И никаких трех ступеней не нада - только блок двигателей снизу
Как-то уже собирались построить изо льда авианосец, будет теперь "ледянная" ракета ;)
А как герметичность обеспечить между сосулькой и сопловым блоком? Резинками, как между сегментами RSRM?
ЦитироватьА как герметичность обеспечить между сосулькой и сопловым блоком? Резинками, как между сегментами RSRM?
Ну блин... я - Стратег, а не Тактик ;)
Можно тросики протянуть от моторов к ПН и лебедками их натягивать, прижимая движки к "топливной сосульке"
Можно корпус оставить, но сделать его телескопическим - по мере расходования топлива ракета "складывается" в себя
был похожий топик
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8345&start=0
Кстати, говорят что углеродные нанотрубки вполне неплохо могут хранить внутри водород - вот и ответ на вопрос как получить твердое топливо с высокой прочностью.
В связи с анонсом неуемных фантазий Маска хочу реанимировать топик.
Есть ли где исходные данные для расчетов акустических и прочностных прделов роста РН? Так чтоб пересчитать на композиты и прочую инновацию.
Кстати, а как с этим обстоит у стартовых столов? есть предел/оптимум.
Цитироватьgarg пишет:
Есть ли где исходные данные для расчетов акустических и прочностных прделов роста РН?
Кстати, а как с этим обстоит у стартовых столов? есть предел/оптимум.
1. Вопрос обсуждали и в других темах. Никто пока не дал ссылку на формулы. Начинаю сомневаться, что их есть в открытом доступе...
2.Акустические нагрузкт зависят не только от ракеты, но и от конструкции стартового стола. Он может поглащать звук или рассеивать в сторону от ракеты.
Ракету на 500 тонн ПН хотели сделать в США после Сатурна-5. В 60-ых было массу проработок разных фирм. Имя ракеты НОВА.
Вот Маск возрождает НОВА - у эго МСТ в одноразовом варианте ПН = 500 - 550 т
... и хочу напомнить про мою Д-4: 4 БУ из первых ступеней Сатурна-5 и водородный центр - ПН как раз примерно 500 т ! :)
ЦитироватьДимитър пишет:
... и хочу напомнить про мою Д-4: 4 БУ из первых ступеней Сатурна-5 и водородный центр - ПН как раз примерно 500 т ! :)
Оказывается, было!
http://www.astronautix.com/s/saturnv-4xu.html
Saturn V-4X(U)American orbital launch vehicle. Boeing study, 1968. Four core vehicles from Saturn V-25(S) study lashed together to obtain million-pound payload using existing hardware. First stage consisted of 4 Saturn IC's stretched 498 inches with 6.64 million pounds propellant and 5 F-1 engines; second stage 4 Saturn II standard length stages with 5 J-2 engines
Status: Study 1968.
Payload: 527,600 kg (1,163,100 lb).
Thrust: 160,135.00 kN (35,999,780 lbf).
Gross mass: 15,504,720 kg (34,182,050 lb).
Height: 95.00 m (311.00 ft).
Diameter: 10.06 m (33.00 ft).
Apogee: 486 km (301 mi).
LEO Payload: 527,600 kg (1,163,100 lb) to a 486 km orbit at 28.00 degrees.
Лучше вот отсюда ссылочку:
http://www.astronautix.com/s/saturnv.html
Все Сатурны-5! :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/223386.gif)
Saturn V Geneology
Credit: © Mark Wade
Цитироватьgarg пишет:
Кстати, а как с этим обстоит у стартовых столов?
LC-39A расчитан на 28 млн фунтов тяги.
https://www.nasaspaceflight.com/2016/09/spacex-reveals-mars-game-changer-colonization-plan/
ЦитироватьThe rocket is shown to be launching from SpaceX's 39A launch site, which was in doubt based on its thrust margins. However, the rocket is close to the limitations of the pad's 28 million pound parameter and is likely to be provided with a level of pad engineering mitigation to allow ITS to launch from this site.
НОВА:
http://www.astronautix.com/n/nova.html
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/223381.gif)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/223382.gif)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/223380.gif)
Не могу судить про акустику, но вроде где то слышал (или читал) что Зенит (рд170 ,171) явно и значительно жестче, чем любые другие. А ведь был проект Вулкан, где этих Зенитов ашь 8 штук компактно расположенных.
Если говорить про сопромат, То для пакета, самым проблемным будет только блок Ц, но опять же вспомним Энергию, где еще и с дури ПН приколотили с боку, и это еще не все, говорят, что при отказе одного любого бокового ускорителя ракета не должна была развалиться, а должна была тактично уйти от старта, не откидывая его, а весит Зенит (1 ст.) сами знаете сколько. Так что не все так страшно. Можно ПН расположить поудобнее, А такое же парное крепление боковушек кое что решает.
Еще где то слышал, что рассматривали вариант, что блок Ц сделать немного потолще для 6 шт. РД-0120. Наверно законы физики и сопромата это не запрещают. С боков закрепить еще два водородных блока в каждом по 3 РД 0120, и еще 14 Зенитов. Блок Ц работает 430 секунд, боковые водородники по 300 секунд, Ну и в итоге тонн на 500 на низкой орбите можно иметь.