Форум Новости Космонавтики

ЦитироватьЦАГИ провел анализ проектов многоразовой ракетно-космической системы[/size]

25.03.2010
 
ЦАГИ провел системный анализ проектных материалов различных вариантов многоразовой ракетно-космической системы (МРКС1). Работы выполнены по заказу Роскосмоса и ФГУП «ЦНИИмаш».

МРКС-1 представляет собой частично многоразовую ракету-носитель вертикального старта на основе крылатой многоразовой первой ступени, выполненной по самолетной схеме и возвращаемой в район старта для горизонтальной посадки на аэродром 1-го класса, и на основе одноразовых вторых ступеней и разгонных блоков. Крылатый многоразовый блок первой ступени оснащается маршевыми жидкостными ракетными двигателями многоразового использования.

Специалисты ЦАГИ оценили рациональную кратность использования первой ступени МРКС1, варианты демонстраторов возвращаемых ракетных блоков и необходимость их реализации.

Возвращаемая первая ступень МРКС1 позволит обеспечить высокий уровень надежности и безопасности и отказаться от выделения районов падения отделяемых частей, что повысит эффективность выполнения перспективных коммерческих программ. Указанные преимущества представляются крайне важными для России –– единственной страны в мире, имеющей континентальное расположение существующих и перспективного космодрома.   

ЦАГИ считает, что разработанные проекты МРКС1 являются качественно новым шагом в области создания перспективных многоразовых транспортных средств выведения на орбиту. Такие системы отвечают уровню развития ракетно-космической техники 21 в. и имеют существенно более высокую экономическую эффективность. В работе продемонстрирован комплексный подход при решении задач выведения на орбиту и возвращения крылатой первой ступени к точке старта.

Наиболее рациональным признан вариант ГКНПЦ им. Хруничева, включающий в себя семейство многоразовых ракет космического назначения, основанных на модульном принципе и обеспечивающих выведение на низкую околоземную орбиту широкого спектра полезных грузов.
 
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/62123.jpg)
На рисунке: семейство многоразовых ракет космического назначения ГКНПЦ им. М.В. Хруничева

ЦитироватьНу и вот в продолжении темы МКРС . На сайте http://www.federalspace.ru./main.php?id=2&nid=9864 есть строка:Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы. Выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя. Создание эффективной системы диагностики и аварий защиты двигателя» в части работ 2010-2012 г.». Шифр: ОКР «Двигатель-2015»
Начальная (максимальная) цена контракта: 516 000 000 руб.
Сроки выполнения контракта: апрель 2010 – декабрь 2012 г.
Айсберг сдвинулся с места?

Цитировать2. Цель и задачи ОКР
   2.1.  Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы, создание эффективной системы диагностики и аварийной защиты двигателя, выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя, в части работ 2010-2012 г.
   Работы проводятся на основе задела созданного в процессе выполнения ОКР в 2006-2009 гг. Информация о заделе предоставляется потенциальному участнику размещения заказа по его запросу.
2.2. Для достижения поставленных целей ОКР в 2010-2012 г. должны быть решены следующие задачи.
2.2.1. Корректировка технических требований на маршевый многоразовый жидкостной ракетный двигатель (далее - двигатель).
2.2.2. Разработка программы испытаний, адаптация стендовых систем измерения и управления для испытаний, испытание и дефектация двигателя демонстратора на топливе кислород-метан.
2.2.3. Разработка дополнений к эскизному проекту и разработка технического проекта на двигатель.
2.2.4. Разработка конструкторской документации на элементы двигателя.
2.2.5. Разработка технологической документации и изготовление элементов двигателя.
2.2.6. Разработка программы испытаний, адаптация стендовых систем измерения и управления под программу испытаний элементов двигателя.
2.2.7. Проведение расчетно-экспериментальных работ, испытание элементов двигателя, их дефектация с целью подтверждения технических решений и заявленных характеристик двигателя, в части исследования напряженно-деформированного состояния, усталостных характеристик, оптимизации параметров рабочих процессов в двигателе.
2.2.8. Выбор оптимального облика двигателя в обеспечение создания многоразовой ракетной космической системы, перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя.
2.2.9. Разработка рабочей документации, изготовление и  проведение автономных испытаний опытного образца системы диагностирования и аварийной защиты двигателя, а также проведение испытаний оптико-электронной системы диагностирования возгорания конструкционных материалов двигателя.

[color=yellow:47e61f92ea]3. Тактико-технические требования

3.1. Назначение двигателя.
Двигатель предназначен для использования в качестве маршевого многоразового двигателя для многоразовой ракетной космической системы, перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя.
Задачей, выполняемыми ракетно-космическими транспортными системами являются доставка космических аппаратов (полезной нагрузки) на различные орбиты:
­   низкие опорные орбиты;
­   высокоэллиптические орбиты, включая геопереходные к геостационарной;
­   высокие круговые орбиты, включая геостационарную и геосинхронные орбиты;
­   отлетные от Земли траектории.

3.1.1.  Двигатель выполняется с турбонасосной системой подачи компонентов топлива.

3.1.2.  Двигатель должен обеспечивать:
- многократное использование в составе двигательной установки;
- запуск и останов по команде системы управления РН;
- создание тяги по оси изделия на номинальном и форсированном режиме работы;
- создание управляющих усилий в плоскостях тангажа и рыскания по командам системы управления РН;
- изменение вектора тяги качанием камеры сгорания в двух плоскостях для создания управляющих усилий;
- включение с обеспечением режима предварительной ступени тяги;
- выключение с режима конечной ступени тяги и без перехода на нее, а также при окончании одного из компонентов топлива;
- регулирование по тяге и соотношению расходов компонентов топлива.

3.2  Технические требования

3.2.1. Тяга двигателя на Земле, тс
предварительная ступень тяги   120,0 ... 180,0   
номинальный режим тяги   200,0 ... 300,0   
форсированный режим тяги   240,0 ... 360.0   
конечная ступень тяги   70,0 ... 105,0
   
3.2.2.  Удельный импульс тяги в пустоте
на номинальном режиме тяги, м/с не менее 3286 (335с) для керосина
не менее 3532 (350с) для метана

3.2.3.  Время работы двигателя в полете, с   не менее 150

3.2.4.  Число включений двигателя в полете   1
   
3.2.5.  Кратность использования двигателя при номинальном режиме тяги    25

3.2.6.  Параметры компонентов топлива на входе в ЖРД
максимальное статическое давление на запуске и работе, МПа
кислород   0,20
горючее (РГ-1, метан) 0,20
температура компонентов топлива, К
кислород  85-90   
горючее:
РГ-1    273-288
метан   100-110

3.2.7.  Диапазон регулирования двигателя
по тяге на установившемся режиме, % ном.    - 50  ...  +20
по соотношению расходов компонентов топлива, %    

Цитировать

ЦитироватьНу и вот в продолжении темы МКРС . На сайте http://www.federalspace.ru./main.php?id=2&nid=9864 есть строка:Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы. Выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя. Создание эффективной системы диагностики и аварий защиты двигателя» в части работ 2010-2012 г.». Шифр: ОКР «Двигатель-2015»
Начальная (максимальная) цена контракта: 516 000 000 руб.
Сроки выполнения контракта: апрель 2010 – декабрь 2012 г.
Айсберг сдвинулся с места?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу и вот в продолжении темы МКРС . На сайте http://www.federalspace.ru./main.php?id=2&nid=9864 есть строка:Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы. Выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя. Создание эффективной системы диагностики и аварий защиты двигателя» в части работ 2010-2012 г.». Шифр: ОКР «Двигатель-2015»
Начальная (максимальная) цена контракта: 516 000 000 руб.
Сроки выполнения контракта: апрель 2010 – декабрь 2012 г.
Айсберг сдвинулся с места?

Интересно, они хотят многоразовый ЖРД менее чем за 20 миллионов долларов? ;)

 Только если взять что-то уже готовое. :)

ЦитироватьБродяга как всегда ничего не понял. Там же ясно написано - "в части работ 2010-2012". Работы 2010-2012 - это максимум эскизный проект.
Смотрим в книгу, видим фигу... :D

ЦитироватьРД0110МД, РД0162 ("Волга"), РД0162М. Метановые проекты. Перспективные многоразовые ракеты-носители

Назначение

Для экспериментальных работ по исследованию новой комбинации топлива – кислород и сжиженный природный газ (СПГ) для ЖРД перспективных многоразовых ракет-носителей. Разработан и испытан демонстрационный ЖРД РД0110МД на метановом горючем, изготовленный на базе серийного двигателя РД0110.
Успешно проведены огневые испытания РД0146М на компонетах кислород-метан.
Полученные экспериментальные данные и приобретенный опыт работ с СПГ используется при разработке двигателей перспективных многоразовых ракет-носителей.

ЦитироватьЧего выкатывали? Фанеру с пенопластом? :)

ЦитироватьХарактеристика    «Байкал»

Состав    
Универсальный ракетный модуль I ступени РН "Ангара" (УРМ-1), дооснащенный крылом, оперением, шасси, ДУ для возвратного полета, ракетными двигателями ориентации

Начальная масса, т  130.4

Масса при посадке, т до 18

Габаритные размеры:

длина / размах крыла / высота, м    28.5 / 17.1 / 8.5

Тип и тяга (зем./пуст.) ракетного двигателя ЖРД РД-191М (1 шт.), 196 тс / 212.6 тс

Допустимое количество полетных использований - 10 (с доведением до 25)

Тип и тяга двигателя для возвратного полета    ТРД, максимальная тяга 5 тс

Число М при разделении со II ст.    5.64

Крейсерский режим возвратного полета:
 - дальность, км    384
 - скорость, км/ч   490

Посадочная скорость, км/ч    280

Длина пробега при посадке, м    1200

ЦитироватьБайкал только с одним РД-191, а на МРКС видно на ускорителе 4 сопла.

ЦитироватьЭскизный макет! :D

Цитировать

ЦитироватьЭскизный макет! :D

Эксклюзивный пакет! :)

ЦитироватьСпециалисты ЦАГИ оценили рациональную кратность использования первой ступени МРКС1

ЦитироватьУ двигателя кратность 25. Думаю у ускорителя тоже.

ЦитироватьА то пассаж про континентальность космодрома наводит на размышления, что эффективность МРКС несколько преувеличена ;)

ЦитироватьИнтересно как эти красавцы собираются обеспечивать многократность керосинки( турбоагрегат как чистить и проверять)? Или там метан?

ЦитироватьИ еще в исследованиях нет строки на пиар по поводу поиска отважных, которые захотят пускать спутник за 1 миллиард на Б/У движках... Ну и тех идиотов которые захотят ЭТО страховать.

ЦитироватьП.С. а вот как носитель для вывода дешевых материалов типа топлива очень даже ничего:)

ЦитироватьИ еще в исследованиях нет строки на пиар по поводу поиска отважных, которые захотят пускать спутник за 1 миллиард на Б/У движках...

Цитироватьизобразил тут по горячим следам. Интересно, компоновка справа несимметричная, и в 2 раза больше 1 варианта. Диаметр 4,1 м, длина бокового блока (типа "Байкал") примерно 40 м. :roll:
какие же массовые характеристики??? интересно, интересно...

Цитировать

ЦитироватьИ еще в исследованиях нет строки на пиар по поводу поиска отважных, которые захотят пускать спутник за 1 миллиард на Б/У движках...

Про шаттл уже упоминали.

А особенно удивительно, как много было в мире кретинов, которые хотели запускать ценные грузы на Б/У по сути движках, прожигавшихся уже на стендах.

А у некоторых других, которые ставили на ракету движки с иголочки, не прожигавшиеся, не дрянь какую-то б/у - тем не менее почему-то ракеты иногда летали не совсем хорошо.

ЦитироватьПуски будут по цене Шаттла? Даже полцены-уже проиграете.

По сути эти шаттловские Б/У движки изначально затачивались на многократное применение и имели компоненты не дающие кокса в трактах.

ЦитироватьА что, Вы решили, что уже принято решение создавать МРКС ?
Речь здесь исключительно о концептуальных проработках.

Во-первых, нужно ЦНИИМАШ поддержать заказами, ибо хиреет и теряет уровень. А во-вторых, рано или поздно, но космонавтика к многоразовым ступеням придёт, и нужно уже сейчас понять, при каких параметрах систем и ДУ такие носители получаются наиболее эффективными, чтобы знать, на разработку каких именно технологий ориентировать НИОКР.

Уже является фактом, что в мировом распрделении труда по космической тематике Россия является лидером прежде всего в средствах выведения, поэтому развитие именно в этом направлении дает хороший шанс увеличить грузопоток в космос быстрее, чем в мире в целом - соответственно, условия, при которых многоразовые системы станут рентабельнее, могут наступить раньше.

А выбор "керосин или метан" - это, кстати, одна из ключевых тем для этих проработок в части ДУ. Насчет "кокса в трактах" - не факт, что разработка мероприятий по их анализу и устранению перед каждым повторным полётом менее эффективна, чем возня со всей метановой инфраструктурой и прочими вытекающими.

Цитировать...
Уже является фактом, что в мировом распрделении труда по космической тематике Россия является лидером прежде всего в средствах выведения, поэтому развитие именно в этом направлении дает хороший шанс увеличить грузопоток в космос быстрее, чем в мире в целом - соответственно, условия, при которых многоразовые системы станут рентабельнее, могут наступить раньше.
 ...

Цитировать...
Единственный реальный многоразовый движок водородный.

Цитировать

Цитировать...
Единственный реальный многоразовый движок водородный.

При этом чисто водородная трёхступенчатая многоразовая ракета может ввыводить на орбиту более 5% полезной нагрузки. :)

ЦитироватьТрехступенчатая МРКС - еще больший бред, чем АКС типа ХЗ.

Цитировать

ЦитироватьТрехступенчатая МРКС - еще больший бред, чем АКС типа ХЗ.

Ну да, а одноразовая трёхступенчатая Дельта-4, разумеется "не бред". :)

 Естественно, в многоразовой ракете надо разгонять тяжелую вторую многоразовую ступень за счёт высокого УИ водорода. :)

ЦитироватьПри выведени ПГ на НОО, одноразовая трехступенчатая РН - это больший бред, чем одноразовая двухступенчатая РН, но меньший бред, чем трехступенчатая многоразовая АКС.

ЦитироватьПри этом чисто водородная трёхступенчатая многоразовая ракета может ввыводить на орбиту более 5% полезной нагрузки. :)

Цитировать

ЦитироватьПри этом чисто водородная трёхступенчатая многоразовая ракета может ввыводить на орбиту более 5% полезной нагрузки. :)

РжалЪ:)

Многоразовыми могут быть первые ступени. Теплозащита и средства спасения 2-3 ступеней сожрут все вкусности.

Цитировать

ЦитироватьПри этом чисто водородная трёхступенчатая многоразовая ракета может ввыводить на орбиту более 5% полезной нагрузки. :)

РжалЪ:)

Многоразовыми могут быть первые ступени. Теплозащита и средства спасения 2-3 ступеней сожрут все вкусности.

ЦитироватьНе обращайте внимание. Это был обычный вброс г... на вентилятор, чтоб дальше потроллить.

ЦитироватьФигурирует МРКС-1 этапа. А МРКС-2 этапа надо полагать полностью многоразовая. Может быть такой расклад:
1. Ангара- Хруничев;
2. Русь-М - Энергия;
3. МРКС - Хруничев;
4. Сверхтяж - Энергия. :P  Напополам. (как бы не остаться без лапы 8) )

ЦитироватьТрехступенчатая МРКС - еще больший бред, чем АКС типа ХЗ.

ЦитироватьНе обращайте внимание. Это был обычный вброс г... на вентилятор, чтоб дальше потроллить.

Цитировать

ЦитироватьНе обращайте внимание. Это был обычный вброс г... на вентилятор, чтоб дальше потроллить.

Зато такого откормленного, лоснящегося от жиру, толсто.опого тролля наверняка нет больше ни на одном форуме во всем мировом интернете.
Цените факт :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьТрехступенчатая МРКС - еще больший бред, чем АКС типа ХЗ.

МРаКС не столько бред, сколько ТУПИК, а HZ есть единственно верное решение на сегодня по аэрокосмическому направлению.
Другого просто не дано.

Цитироватьлюди! если бы вы знали как достаёт это ваше ребячество, а не обсуждение действительно интересных технических решений!

ЦитироватьЭто европа.
Так что скорее - еще один Гермес.
Что, впрочем, сильно радует.

ЦитироватьИмхо, будущее только у двух вариантов: двухступенчатой системы с вертикальным стартом, горизонтальной посадкой и поперечным делением ступеней и одноступа с вертикальным стартом и посадкой.

ЦитироватьА если серьёзно, то это будет примерно то же самое, что и сейчас. Качественный скачок дадут принципиально иные системы.

ЦитироватьНужен прорыв в материаловедении, притом резкий и глубокий прорыв. И да, что бы эти новые материалы были дешевые, а не 1000 условных енотов за полкило. Типа из 200 тонной ступени-198 тонн на топливо, а 2 тонны на корпус, баки, СУ, крыло и ВРД. Тогда будет очень жорошо.

ЦитироватьНу, из одноступа тоже может получиться нечто интересное.

ЦитироватьНо мне сейчас куда интереснее грамотно спроектированный супертяж. Вот у него точно можно будет снизить стоимость 1 кг.

Цитировать

ЦитироватьИмхо, будущее только у двух вариантов: двухступенчатой системы с вертикальным стартом, горизонтальной посадкой и поперечным делением ступеней и одноступа с вертикальным стартом и посадкой.

Только у первого из них.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИмхо, будущее только у двух вариантов: двухступенчатой системы с вертикальным стартом, горизонтальной посадкой и поперечным делением ступеней и одноступа с вертикальным стартом и посадкой.

Только у первого из них.

А чем Вам продольное деление не потрафило?

ЦитироватьИмхо, будущее только у двух вариантов: двухступенчатой системы с вертикальным стартом, горизонтальной посадкой и поперечным делением ступеней и одноступа с вертикальным стартом и посадкой. Топливо и там, и там - водород.

ЦитироватьДык! Поэтому все и проектируют всё более тяжёлые ракеты а не многоразовые системы.

Цитировать

ЦитироватьДык! Поэтому все и проектируют всё более тяжёлые ракеты а не многоразовые системы.

Вот, у Старого своя "магия". ;) :lol:

 Старый, и кто за последнее время сделал ракету хоть более 1000 тонн? ;)

ЦитироватьА почему 1000 а не 10000 или 100000?

Цитировать

ЦитироватьНужен прорыв в материаловедении, притом резкий и глубокий прорыв. И да, что бы эти новые материалы были дешевые, а не 1000 условных енотов за полкило. Типа из 200 тонной ступени-198 тонн на топливо, а 2 тонны на корпус, баки, СУ, крыло и ВРД. Тогда будет очень жорошо.

Нет. Нужен прорыв в удельном импульсе. Или нереактивные способы выведения.

Цитировать

ЦитироватьЭто европа.
Так что скорее - еще один Гермес.
Что, впрочем, сильно радует.

И чему же Вы радуетесь?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНужен прорыв в материаловедении, притом резкий и глубокий прорыв. И да, что бы эти новые материалы были дешевые, а не 1000 условных енотов за полкило. Типа из 200 тонной ступени-198 тонн на топливо, а 2 тонны на корпус, баки, СУ, крыло и ВРД. Тогда будет очень жорошо.

Нет. Нужен прорыв в удельном импульсе. Или нереактивные способы выведения.

Прорыва в УИ не предвидится, про радиацию и фтор уже давно всё обмусолили, а материаловедение вроде продвигается.

ЦитироватьПо-хорошему, нужно всё вместо: немного наиграть здесь, немного там - а синергический эффект уже может принести Щастье.

С УИ дюжину бочек арестантов обещали для детонационных двигателей - но как-то хиловато оно пока, не особо про них слышно... И я, признаться, пока так и не понял идеи - как оно для ЖРД-то должно работать вообще.

Да, ну и ВРД (ГПВРД) - это и есть в некотором роде "прорыв в УИ" :)
Но их еще доводить и доводить, а потом еще и строить вокруг них систему. Там материалы тоже лишними не будут :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИмхо, будущее только у двух вариантов: двухступенчатой системы с вертикальным стартом, горизонтальной посадкой и поперечным делением ступеней и одноступа с вертикальным стартом и посадкой.

Только у первого из них.

А чем Вам продольное деление не потрафило?

Вторым вариантом там было не продольное деление а одноступ. Но я так понял пкл опечатался - он хотел сказать "поперечное расположение".

ЦитироватьОдин из  инновационных вариантов - гибридный  криогенный ЖРД на сорбированном на ультрапористой алюминиевой губке водороде. В кислороде горит губка с водородом. Цилиндрическая губка в корпусе из углепластика, а   сверху межбаковый отсеком и кислородный бак . В некотором роде УРБ для ряда носителей разной размерности.

ЦитироватьПо-хорошему, нужно всё вместо: немного наиграть здесь, немного там - а синергический эффект уже может принести Щастье.

ЦитироватьНаверно очепятка - 2000 км/ч... Ту-144 и Ту-160 - они дюралевые вообще-то. Дюралевые сплавы держат сверхзвук, причем долговременно, а если быстро падать и пленку эффективной ТЗП наклеить, то и 2500км/ч выдержат. Преимущество сверхзвуковых ЛА - малая потребная площадь несущей поверхности. На дозвуке внизу можно садиться задрав вверх нос градусов на 30, а наверху на дозвуке для более менее приличного полета вам придется крылья как у U-2 делать.
А почему не применяют посадку серией прыжков с тем чтобы не тупо тормозить брюхом, а изменять вектор скорости с потерей энергии на маневре и охлаждением излучением в космосе на верхнем участке прыжка? Ведь наверняка такие варианты обсчитали со всех сторон, в чем грабли?

Цитировать

ЦитироватьОдин из  инновационных вариантов - гибридный  криогенный ЖРД на сорбированном на ультрапористой алюминиевой губке водороде. В кислороде горит губка с водородом. Цилиндрическая губка в корпусе из углепластика, а   сверху межбаковый отсеком и кислородный бак . В некотором роде УРБ для ряда носителей разной размерности.

Здорово! А где можно почитать?

ЦитироватьПреимущество сверхзвуковых ЛА - малая потребная площадь несущей поверхности.

ЦитироватьА почему не применяют посадку серией прыжков с тем чтобы не тупо тормозить брюхом, а изменять вектор скорости с потерей энергии на маневре и охлаждением излучением в космосе на верхнем участке прыжка? Ведь наверняка такие варианты обсчитали со всех сторон, в чем грабли?

ЦитироватьНу бродяга как всегда вываливает поток неоформленного сознания.
 ...

ЦитироватьКстати, по приведенной ссылке просто пример как не надо разрабатывать ЛА, если конечно не стоит задача попилить как можно больше госфинансирования. Ни слова про траекторию, ни одного пуска - на выходе задел по ТЗП для шатла в одной из фирм. Зачем было такую ссылку приводить? Сплошная пустая трата времени...  :evil:

ЦитироватьЭто вы так слили тезис о том, что на сверхзвуке нужна меньшая площадь крыла? ;)

ЦитироватьКстати, на дозвуке можно летать и вообще почти без крыльев и на сверхзвуке тоже. ;)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИмхо, будущее только у двух вариантов: двухступенчатой системы с вертикальным стартом, горизонтальной посадкой и поперечным делением ступеней и одноступа с вертикальным стартом и посадкой.

Только у первого из них.

А чем Вам продольное деление не потрафило?

Вторым вариантом там было не продольное деление а одноступ. Но я так понял пкл опечатался - он хотел сказать "поперечное расположение".

Короче, чтоб ступени были расположены как у УР-500, а не Р-7. Первая ступень выгорает - вторая запускается. У пакетов все двигатели запускаются на Земле. Не хочу. А хочу одноступ а-ля "Дельта-Клиппер". Он приколен.

Так яснее? :)

Цитировать

ЦитироватьЭто вы так слили тезис о том, что на сверхзвуке нужна меньшая площадь крыла? ;)

То есть два абзаца объяснений это я так, для сотрясения воздуха привел? Видимо прочитал, но не асилил...
 ...

Цитировать

ЦитироватьКстати, на дозвуке можно летать и вообще почти без крыльев и на сверхзвуке тоже. ;)

...
 Но отсутствие познаний в физике вопроса у аппанента превращает усилия в труд Сизифа. А потому прекращаю это бесперспективное занятие. Адью!

ЦитироватьМРКС от ЦСКБ. Спасибо Vekazak.  
(http://i061.radikal.ru/1004/69/b29f68784b87.jpg)
(http://s005.radikal.ru/i212/1004/b7/cfa777d62658.jpg)

ЦитироватьТеперь по существу вопроса о снижении тепловых потоков и соответственном удешевлении ВА. Как было прочитано в умной книжке: тепловой поток от воздуха к поверхности ЛА зависит от плотности воздуха, причем вроде как линейно. Следовательно выгоднее тормозить повыше, где плотность очень небольшая - это снизит тепловой поток к поверхности. Если торможение перенести с высоты 50 км (плотность 0,001 кг/м) на высоту 80 км (плотность 0,00002), то тепловой поток упадет в 50 раз.

ЦитироватьКак поднять высоту торможения? Очень просто - сила торможения зависит от плотности и площади тормозилки. Уменьшив плотность надо просто увеличить площадь. И это уже сделали, и даже пущали неоднократно в космос - надувной конус!
А!!! Меня опередили, а я в силу ограниченности умишка и не понял, позор    :?

ЦитироватьМораль: делаем жар-птицу. На взлете веер крылышка сложили, чтоб не мешалось, на орбите разложили - работает как СБ и радиаторы системы терморегулирования, на торможении разложили чтоб снизить тепловой поток, в атмосфере сложили на 2/3 чтоб не сломать, а заодно лететь к полосе не мешало, на посадке разложили чтоб сесть на любой бетонке с небольшой скоростью.

ЦитироватьPathfinder is envisaged as a four-phase, 48-month, $33 million program. Up to three companies would be awarded Phase 1 study contracts totalling $4.5 million, after which one team would be selected to design the demonstrator and conduct first a propulsion-system ground test then at least two booster flights followed by three or more rocket-back tests.

A notional rocket-back test flight meeting the program goals would involve launching vertically and flying to a simulated staging point on a 20deg flightpath at Mach 7.5, then initiating the rocket-back maneuver to turn the vehicle through 180deg within 5 miles, ending up at 50,000ft on an 8deg glidepath back to the runway. During the maneuver, maximum angle of attack would reach 180deg and acceleration 7g.

ЦитироватьА.Перминов:

ЦитироватьВ период 2015-2018 годов необходимо завершить летную отработку и начать эксплуатацию ракеты-носителя СКПГ для запусков пилотируемого космического корабля нового поколения. Следующий этап – обоснование концепции принципиально новой многоразовой ракетно-космической системы (МРКС) с грузоподъёмностью 35 тонн[/size].

Цитировать

ЦитироватьА.Перминов:

ЦитироватьВ период 2015-2018 годов необходимо завершить летную отработку и начать эксплуатацию ракеты-носителя СКПГ для запусков пилотируемого космического корабля нового поколения. Следующий этап – обоснование концепции принципиально новой многоразовой ракетно-космической системы (МРКС) с грузоподъёмностью 35 тонн[/size].

Интервью А.Н.Перминова журналу «Оборона России»: «Космическая деятельность стала в России одной из основ конкурентоспособности и безопасности» (№1(4) январь 2009 г., часть 2)  :: 20.01.2009 (http://www.federalspace.ru/main.php?id=4&nid=219)

ЦитироватьМРКС от ЦСКБ.

Цитировать

ЦитироватьМРКС от ЦСКБ.

Не, надо каждый блок возвращать по-отдельности.
И блоков побольше, побольше... :roll:
Ваабражение рисует, таким образом, великолепную картину, когда стартовавшая единым цЭлым, тЭк скЭть, "ракета" в какой-то момент как бы по мановению волшебной палочки превращается в лебединую стаю блоков, которые, тЭк скЭть, журавлиным клином в порядке живой очереди и не толкаясь локтями заходят, типО, на посадку :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМРКС от ЦСКБ.

Не, надо каждый блок возвращать по-отдельности.
И блоков побольше, побольше... :roll:
Ваабражение рисует, таким образом, великолепную картину, когда стартовавшая единым цЭлым, тЭк скЭть, "ракета" в какой-то момент как бы по мановению волшебной палочки превращается в лебединую стаю блоков, которые, тЭк скЭть, журавлиным клином в порядке живой очереди и не толкаясь локтями заходят, типО, на посадку :roll:

В забор летающий, она превращается...
Или штакетник...

ЦитироватьU.S.A.F Plans Reusable Booster Demonstrators

Apr 10, 2010
 
By Graham Warwick

A series of demonstrators is being planned by the U.S. Air Force to mature technology for the Reusable Booster System (RBS), its chosen replacement for the Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV) family beyond 2025.

The first of the demonstrators, the Air Force Research Laboratory's (AFRL) RBS Pathfinder, is planned to fly in 2013 to evaluate the "rocket-back" maneuver that would enable the unmanned first-stage booster to return to a runway landing at the launch site.

An RBS architecture combining a reusable first stage and expendable upper-stage stack is defined in the new spacelift development plan now in the final stages of coordination within the Air Force, according to Ken Hampsten, chief of spacelift for the Space and Missile Systems Center's developmental planning directorate, SMC/XR. The plan should be with Air Force Space Command "within the next month or so," he says.

The spacelift plan calls for development of two versions of the RBS: one with a single reusable first stage and cryogenic upper stage for medium-lift missions; and one with two reusable boosters, cryogenic core stage and upper stage for heavy-lift and growth missions. Initial operational capability is planned for 2025, with the EELV to be phased out in 2030, Hampsten says.

The RBS is expected to reduce launch costs by at least 50% at a nominal flight rate of eight a year, he says. Engines would be used for 10 flights before replacement and the reusable airframe for 100 fights.

Extensive studies identified rocket-back as the most promising return-to-base maneuver for the reusable first stage, says Jeff Slaber, AFRL's Pathfinder program manager. Unpowered glide-back and turbine-powered jet-back maneuvers have been studied, but rocket-back allows a higher staging velocity — Mach 5-7 compared to Mach 3.5 for glide-back — and reduces the size of the upper stage, he says.

But the rocket-back maneuver requires extremely high combinations of angle-of-attack and sideslip, and the inability to replicate the aerodynamic loads at high altitudes in existing wind tunnels has led to the need to build a flight demonstrator, Slaber says.

The Pathfinder is envisaged as a subscale vehicle, a minimum of 15 ft. long, launched on a sounding rocket or from an aircraft on three test flights to demonstrate different rocket-back maneuvers. Up to three $1.5 million studies will be awarded, with one team to be selected for a $28.5 million contract to build the Pathfinder.

The RBX, a "moderately large-scale" (50-60 ft.) demonstrator "highly representative" of the operational reusable booster system, is planned to follow in 2016-17, to raise the technology readiness level to 6 and enable a Milestone B decision to begin an RBS acquisition program, Hampsten says.

Both Pathfinder and RBX will use existing rocket engines while a parallel program, Hydrocarbon Boost, develops and demonstrates technology for a liquid-oxygen/kerosene engine to power the operational RBS. NASA and the Air Force have begun talks on jointly developing a large hydrocarbon rocket engine, he says.

(http://www.aviationweek.com/media/images/space_images/Milspace/Pathfinder-SpaceworksEngineering.jpg)
Photo: Spaceworks Engineering

Цитироватьhttp://www.aviationweek.com/aw/generic/story_channel.jsp?channel=space&id=news/asd/2010/04/12/10.xml&headline=U.S.A.F%20Plans%20Reusable%20Booster%20Demonstrators

ЦитироватьU.S.A.F Plans Reusable Booster Demonstrators
. . .

(http://www.aviationweek.com/media/images/space_images/Milspace/Pathfinder-SpaceworksEngineering.jpg)
Photo: Spaceworks Engineering

ЦитироватьА вчём собственно проблемма, чем плох проект, например "Байкал"?

Цитировать

ЦитироватьА вчём собственно проблемма, чем плох проект, например "Байкал"?

Всем хорош, но многоразовость не нужна.

ЦитироватьНу он много чем плох (в основном тем, что он несет вагон и маленькую тележку доп. оборудования типа ТВРД, без которого RBS прекрасно обходится).

ЦитироватьЯ думаю не совсем корректно так говорить, лучше так:

Цитировать

ЦитироватьЯ думаю не совсем корректно так говорить, лучше так:

А ещё лучше так: Многоразовые средства выведения уступают одноразовым по критерию "стоимость/эфективность".

Цитировать

ЦитироватьЯ думаю не совсем корректно так говорить, лучше так:

А ещё лучше так: Многоразовые средства выведения уступают одноразовым по критерию "стоимость/эфективность".

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЯ думаю не совсем корректно так говорить, лучше так:

А ещё лучше так: Многоразовые средства выведения уступают одноразовым по критерию "стоимость/эфективность".

При современном трафике многоразовые средства НЕ ЛУЧШЕ одноразовых. :)

 Вот если трафик увеличится раз в 5—10. ;)

ЦитироватьОк. Прилетели инопланетяне, и построили космический лифт. Стоимость вывода - 10 баксов/килограмм. За счет чего произойдет увеличение трафика в 10 раз, какие отрасли спутникостроения? (Да, спутники инопланетяне дешевле не сделали, спутник связи по прежнему стоит >100 миллионов $).

ЦитироватьОткрытые конкурсы на право заключения государственных контрактов

Предмет контракта

«Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы. Выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя. Создание эффективной системы диагностики и аварий защиты двигателя» в части работ 2010-2012 г.»
Шифр: ОКР «Двигатель-2015»
Начальная (максимальная) цена контракта: 516 000 000 руб.
Сроки выполнения контракта: апрель 2010 – декабрь 2012 г.

Цитировать3. Тактико-технические требования
3.1. Назначение двигателя.
Двигатель предназначен для использования в качестве маршевого многоразового двигателя для многоразовой ракетной космической системы, перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя.
Задачей, выполняемыми ракетно-космическими транспортными системами являются доставка космических аппаратов (полезной нагрузки) на различные орбиты:
­-низкие опорные орбиты;
­-высокоэллиптические орбиты, включая геопереходные к геостационарной;
­-высокие круговые орбиты, включая геостационарную и геосинхронные орбиты;
­-отлетные от Земли траектории.
3.1.1.  Двигатель выполняется с турбонасосной системой подачи компонентов топлива.
3.1.2.  Двигатель должен обеспечивать:
-многократное использование в составе двигательной установки;
-запуск и останов по команде системы управления РН;
-создание тяги по оси изделия на номинальном и форсированном режиме работы;
-создание управляющих усилий в плоскостях тангажа и рыскания по командам системы управления РН;
-изменение вектора тяги качанием камеры сгорания в двух плоскостях для создания управляющих усилий;
-включение с обеспечением режима предварительной ступени тяги;
-выключение с режима конечной ступени тяги и без перехода на нее, а также при окончании одного из компонентов топлива;
-регулирование по тяге и соотношению расходов компонентов топлива.
3.2  Технические требования
3.2.1. Тяга двигателя на Земле, тс
предварительная ступень тяги   120,0 ... 180,0   
номинальный режим тяги   200,0 ... 300,0   
форсированный режим тяги   240,0 ... 360.0   
конечная ступень тяги   70,0 ... 105,0   
3.2.2.  Удельный импульс тяги в пустоте
на номинальном режиме тяги, м/с  -не менее 3286 (335с) для керосина
                                                   -не менее 3532 (350с) для метана
3.2.3.  Время работы двигателя в полете, с -yе менее 150
3.2.4.  Число включений двигателя в полете -1
3.2.5.  Кратность использования двигателя при номинальном режиме тяги -25
3.2.6.  Параметры компонентов топлива на входе в ЖРД
максимальное статическое давление на запуске и работе, МПа
кислород -0,20
горючее (РГ-1, метан) -0,20
температура компонентов топлива, К
кислород - 85-90   
горючее: РГ-1 273-288
метан -100-110
3.2.7.  Диапазон регулирования двигателя
по тяге на установившемся режиме, % ном.  - 50  ...  +20
по соотношению расходов компонентов топлива, % -12
3.2.8. Угол качания камеры  сгорания для создания управляющих усилий в двух плоскостях (для кислородно-керосинового и кислородно-метанового двигателей), град. =8
3.3.  Условия эксплуатации
3.3.1.  Используемые компоненты топлива и газы
окислитель – жидкий кислород;
горючее – керосин РГ-1, жидкий метан
3.3.2.  Газ системы управления и наддува баков – газообразный гелий.
3.3.3.  Напряжение постоянного электрического тока, В- 27

3. 4  Конструктивные требования
3.4.1.  Двигатель должен отвечать требованиям ремонтопригодности.
3.4.2.  Конструкция двигателя при многократном использовании не должна включать, агрегаты однократного использования.
3.4.3.  Конструкция двигателя должна позволять проведение диагностических работ на техническом комплексе без съема двигателя с изделия.
3.4.4.  Конструкция двигателя должна обеспечивать проведение огневых контрольно-технологических испытаний в полной комплектации без последующей переборки и огневых контрольных испытаний в составе РН.
3.4.5.  Конструкция двигателя должна обеспечивать его выключение без внешнего разрушения в случае проявления в нем неисправностей.

ЦитироватьОк. Прилетели инопланетяне, и построили космический лифт. Стоимость вывода - 10 баксов/килограмм. За счет чего произойдет увеличение трафика в 10 раз, какие отрасли спутникостроения? (Да, спутники инопланетяне дешевле не сделали, спутник связи по прежнему стоит >100 миллионов $).

Цитировать

ЦитироватьОк. Прилетели инопланетяне, и построили космический лифт. Стоимость вывода - 10 баксов/килограмм. За счет чего произойдет увеличение трафика в 10 раз, какие отрасли спутникостроения? (Да, спутники инопланетяне дешевле не сделали, спутник связи по прежнему стоит >100 миллионов $).

Ну, во-первых, если стоимость вывода на орбиту упадёт на порядок, то и орбитальные аппараты можно будет делать дешевле.
 Появится возможность "выбросить аппарат и запустить другой" без больших потерь на дополнительный запуск. :)

 Во-вторых, разумеется, такой рост трафика должен субсидироваться государственными структурами в рамках некой программы исследований Космоса, запуск большого количества АМС, расширение программы пилотируемых полётов в рамках "частного туризма" и "государственного туризма", ну и, например, решение о пилотируемых полётах на Луну, которое будет включать подготовительные этапы по забрасыванию к Луне и на Луну модулей обеспечения и разведки. :)

Цитироватьчисто пофантазировать?
ок
персональная спутниковая связь ВМЕСТО GSM. за копейки, по всей планете
стоимость спутника = стоимости 100 базовых станций GSM, всего спутников - несколько тысяч на низких орбитах.
наземные станции остаются только в метро :)
включая высокоскоростную передачу данных, конечно.

Цитироватьгорода зеркалами освещать по вечерам  :D  :D  :D

Цитироватькристаллы бездефекные растить

Цитироватьэксперименты требующие высокого вакуума проводить, и любое производство требующее его же

Цитироватьна самом деле наверно много чего можно было бы куда проще делать на орбите, если бы это было дешево.

Цитироватьа на этом форуме почему то прижился страный миф о том, что раз стоимость доставки это ~30% от стоимости ПН, то и снижать ее незачем.
а ведь сие есть глупость, элементарно опровергаемая

ЦитироватьПонятно. Государство даст денег на удесятерение. Даже производство чего-либо в космосе не вспомнили. В топку ваш многоразовик, раз фантазии не хватает ему применение найти.

Цитировать

ЦитироватьПонятно. Государство даст денег на удесятерение. Даже производство чего-либо в космосе не вспомнили. В топку ваш многоразовик, раз фантазии не хватает ему применение найти.

С чего вы взяли, что многоразовая система будет при нынешнем трафике дороже одноразовых систем? ;)

 Пересчитайте Шаттл на "Дельты-4". ;)

ЦитироватьА чего пересчитывать? Дельта-4Хэви имеет такую же грузоподъемность, как Шаттл и ее пуск стоит втрое-вчетверо дешевле :D

ЦитироватьУ Шаттла орбитальный корабль, который является возвращаемым, является полезной нагрузкой системы. :)

ЦитироватьВ большинстве (подавляющем) ОС шаттла - бесполезный прибамбас, а его ПГ - это именно то, что находится в его грузоотсеке. Масса этого ПГ никогда, емнип, не превышала 21 т.

ЦитироватьНет. Количество базовых станций определяется не радиогоризонтом или мощностью передатчика, а доступным спектром. У спутников будут  очень большие проблемы со спектром. Попробуй подними десятком спутников миллион абонентов.

Тем более в условиях когда до базовой станции не 400 м а 400 км.

ЦитироватьА сколько такое зеркало весит?

ЦитироватьДля коллекционеров?

ЦитироватьНа самом деле транспорт на орбиту стоит дороже ровно потому же, что и все на орбите стоит дорого - запредельная сложность этой техники. Во всех реальных коммерческих проектах - транспорт 20-40% общей стоимости.

ЦитироватьКонечно, есть зачем. Миф в другом - что стоит снизить стоимость доступа до 0, и сразу пойдут караваны ракет, миллионы тонн грузопотока. При том, что в реальных условиях колебаний цен на пусковые услуги,  говорить о эластичности спроса не приходится вообще!

ЦитироватьМиф в другом - что стоит снизить стоимость доступа до 0, и сразу пойдут караваны ракет, миллионы тонн грузопотока. При том, что в реальных условиях колебаний цен на пусковые услуги,  говорить о эластичности спроса не приходится вообще!

Цитировать

ЦитироватьВ большинстве (подавляющем) ОС шаттла - бесполезный прибамбас, а его ПГ - это именно то, что находится в его грузоотсеке. Масса этого ПГ никогда, емнип, не превышала 21 т.

Да-да, БО и ПАО "Союза" тоже "бесполезный прибамбас". :lol:

ЦитироватьПонятие "полезная нагрузка" может быть применимо к конструкции ОС шаттла (за вычетом массы ДУ второй ступени) только в случаяъх использования аналогично тому же "Союзу". Здесь я не спорю. Но если посмотреть на миссии выведения КА, то вся энергетика шаттла сдувается, как воздушный шарик :lol:

Цитировать

ЦитироватьПонятие "полезная нагрузка" может быть применимо к конструкции ОС шаттла (за вычетом массы ДУ второй ступени) только в случаяъх использования аналогично тому же "Союзу". Здесь я не спорю. Но если посмотреть на миссии выведения КА, то вся энергетика шаттла сдувается, как воздушный шарик :lol:

Шаттл был задуман как некая "универсальная орбитальная платформа", причём декларировалось, что при наличии Шаттлов США нет необходимости создавать ДОС. :)

 Так что сам Шаттл и задуман как "тоже полезная нагрузка", что же касается массы ДУ второй ступени, то у Вейда "затраты на неё" обозначены как 15 тонн.

 Даже без ДУ второй ступени "общая чисто орбитальная ПН" около 100 тонн и стоимость единицы ПН не больше, чем у Дельты-4. :P

ЦитироватьРечь немного не об этом. Если резко снизится стоимость пусковых услуг, то изменится и подход к конструированию КА. Спутники тоже резко упростятся и удешевятся.

ЦитироватьПростой пример, первым пришедший в голову. Пусть мы можем за те же деньги ставить не 2 аппарата на А-5, а один. Чудненько. Нафиг многозонные фотоэлементы с 20-30 слоями высокоорганизованного полупроводника, даёшь аморфный кремний! И пусть площадь и масса СБ в итоге выросла, зато меньше геморроя с деградацией электропитания, да и дешевле в производстве будет. И это только по СБ. А если по всей конструкции пройтись, да вместо спецсплавов и тонкостенных конструкций забабахать подешевле литую из чугуния :) - то почему это плохо. Деградация технологий - да, но клиенту-то ехать, а не шашечки.

ЦитироватьКроме того, совместно с ЦНИИМаш и ГКНПЦ им. М.В. Хруничева продолжаются работы по аванпроекту уникальной в мировой практике многоразовой ракетно-космической транспортной системы (МРКС) с крылатыми разгонными блоками первой ступени. МРКС также предназначена для запуска с космодрома «Восточный». Создание МРКС позволит повысить экономическую эффективность космических транспортных систем и избавит от необходимости отчуждать обширные территории Сибири и Дальнего Востока под зоны падения отделяемых частей РН.
 
 «Наш институт всегда дорожил сотрудничеством с КБ и промышленностью. Работа над решением практических задач позволяет испытать эффективность накопленного задела в области теоретических и экспериментальных исследований и открывает перспективы его развития для создания аэрокосмической техники будущего», — отметил Александр Сергеевич Филатьев, руководитель программы аэрокосмических исследований ЦАГИ.

ЦитироватьКроме того, совместно с ЦНИИМаш и ГКНПЦ им. М.В.Хруничева продолжаются работы по аванпроекту уникальной в мировой практике многоразовой ракетно-космической транспортной системы (МРКС) с крылатыми разгонными блоками первой ступени. МРКС также предназначена для запуска с космодрома «Восточный». Создание МРКС позволит повысить экономическую эффективность космических транспортных систем и избавит от необходимости отчуждать обширные территории Сибири и Дальнего Востока под зоны падения отделяемых частей РН.

Цитироватьhttp://www.roscosmos.ru/main.php?id=2&nid=10666

ЦитироватьКроме того, совместно с ЦНИИМаш и ГКНПЦ им. М.В.Хруничева продолжаются работы по аванпроекту уникальной в мировой практике многоразовой ракетно-космической транспортной системы (МРКС) с крылатыми разгонными блоками первой ступени.

Цитировать

ЦитироватьМРКС также предназначена для запуска с космодрома «Восточный». Создание МРКС позволит[/size] повысить экономическую эффективность космических транспортных систем и избавит от необходимости отчуждать обширные территории Сибири и Дальнего Востока под зоны падения отделяемых частей РН.

ЦитироватьВроде бы не боян?
http://www.federalspace.ru/main.php?id=15&did=908

Цитировать. . . «Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы.
. . .
Шифр: ОКР «Двигатель-2015»
Начальная (максимальная) цена контракта: 516 000 000 руб.
Сроки выполнения контракта: апрель 2010 – декабрь 2012 г.

. . .

Цитироватьhttp://www.roscosmos.ru/main.php?id=2&nid=10666

ЦитироватьКроме того, совместно с ЦНИИМаш и ГКНПЦ им. М.В.Хруничева продолжаются работы по аванпроекту уникальной в мировой практике многоразовой ракетно-космической транспортной системы (МРКС) с крылатыми разгонными блоками первой ступени. МРКС также предназначена для запуска с космодрома «Восточный». Создание МРКС позволит повысить экономическую эффективность космических транспортных систем и избавит от необходимости отчуждать обширные территории Сибири и Дальнего Востока под зоны падения отделяемых частей РН.

ЦитироватьКх! Почему тогда не построить старт МРКС в Капустином Яру?

ЦитироватьЦАГИ провел системный анализ проектных материалов различных вариантов многоразовой ракетно-космической системы (МРКС 1). Работы выполнены по заказу Роскосмоса и ФГУП "ЦНИИмаш".

МРКС-1 представляет собой частично многоразовую ракету-носитель вертикального старта на основе крылатой многоразовой первой ступени, выполненной по самолетной схеме и возвращаемой в район старта для горизонтальной посадки на аэродром 1-го класса, и на основе одноразовых вторых ступеней и разгонных блоков. Крылатый многоразовый блок первой ступени оснащается маршевыми жидкостными ракетными двигателями многоразового использования.

Специалисты ЦАГИ оценили рациональную кратность использования первой ступени МРКС 1, варианты демонстраторов возвращаемых ракетных блоков и необходимость их реализации.

Возвращаемая первая ступень МРКС 1 позволит обеспечить высокий уровень надежности и безопасности и отказаться от выделения районов падения отделяемых частей, что повысит эффективность выполнения перспективных коммерческих программ. Указанные преимущества представляются крайне важными для России - единственной страны в мире, имеющей континентальное расположение существующих и перспективного космодрома.

ЦАГИ считает, что разработанные проекты МРКС 1 являются качественно новым шагом в области создания перспективных многоразовых транспортных средств выведения на орбиту. Такие системы отвечают уровню развития ракетно-космической техники 21 в. и имеют существенно более высокую экономическую эффективность. В работе продемонстрирован комплексный подход при решении задач выведения на орбиту и возвращения крылатой первой ступени к точке старта.

Наиболее рациональным признан вариант ГКНПЦ им. Хруничева, включающий в себя семейство многоразовых ракет космического назначения, основанных на модульном принципе и обеспечивающих выведение на низкую околоземную орбиту широкого спектра полезных грузов.

(http://www.roscosmos.ru/img/news/mrks.jpg)

ЦитироватьЗря так рано зафиксировали схему с крыльями. Сразу выбор заузился, осталось только решить складные крылья как у Байкала против фиксированных как у RBS. Поди потом окажется, что Макеевцы были правы, а миллиарды уже ушли. Хотя конечно лучше что-то, чем ничего.

ЦитироватьА мне вот интересно, что за полость в носовой части разгонных степеней?

Цитировать

ЦитироватьА мне вот интересно, что за полость в носовой части разгонных степеней?

Воздухозаборник ТРДД.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА мне вот интересно, что за полость в носовой части разгонных степеней?

Воздухозаборник ТРДД.

А зачем там ТРДД? Ведь написали, что оснащаться ступень будет ЖРД  :shock:

ЦитироватьА к месту старта как возвращаться? Там концепция один-в-один "Байкал", только размеры другие.

Цитировать

ЦитироватьА к месту старта как возвращаться? Там концепция один-в-один "Байкал", только размеры другие.

Ну километров 300 с высоты километров 70 (так вроде) предположительно и спланировать можно. Или не дотягивает?

Цитироватьгрустно как-то выглядит. чем им несущий фюзеляж не понравился? в таком виде наверняка невыгодно.
ограничение по скоростному напору будет и прочность ступеней полностью самолетная.

ЦитироватьПочему и макеевцы и другие  раз за разом совершают странную ошибку пытаясь спасать баки? Они что самые дорогие?

Если уж делать, то толстый бак с боков к нему минишаттлы с движками. Опосля выработки топлива минишаттлы отцепляются и на аэродром, бак падает.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА к месту старта как возвращаться? Там концепция один-в-один "Байкал", только размеры другие.

Ну километров 300 с высоты километров 70 (так вроде) предположительно и спланировать можно. Или не дотягивает?

Блок "улектает" примерно на 550 км от места старта.

ЦитироватьА зачем там несущий корпус? :shock:  Тут нужна компоновка с максимальным АК на дозвуке.

Цитироватьхмм а правда возвращаемый блок только с жрд (один общий) будет намного проще. и реализуется практически на той же первой ступени. не надо делать новую. и может планировать-парашютировать (хоть парапланом) на ближайший аэродром и дальше перевозиться самолетом, а не чапать самолично обратно к старту.

Цитироватьэто откуда такие фантазии? (про стреловидность, скоростной напор и планирование)

Цитироватькакие-то проблемы на ровном месте.
рама с жрдами и своим обтекателем может отделяться обрывая коммуникации и пыхтеть домой. остальное ничем не отличается от одноразовой.

Цитировать

ЦитироватьА зачем там несущий корпус? :shock:  Тут нужна компоновка с максимальным АК на дозвуке.

Кстати, почему компоновка исключительно дозвуковая случайно не знаете? Ведь большую дальность планирования скорее всего можно было бы получить при большей стреловидности крыла. Или нет?

Цитироватьмасса баков с учетом самолетной прочности по всем требуемым расчетным случаям.

Цитироватьнагрузка на них с учетом их размеров (40метровая труба), изгибающая и прочая и прочая. масса самолетной обвязки (крылья, движки, етс) для всего этого бассейна.

Цитироватьгрубо - в одном случае масса пустой ступени растет на тонну, во втором  - в 1.5-2 раза.

ЦитироватьТам блок тормозится до дозвука еще на участке разворота до выхода на траекторию возвращения. То есть весь полет назад происходит практически на дозвуковой скорости.

ЦитироватьСкажем дельтавидное крыло будет, наверное, иметь меньшую массу, но гораздо худший Су, чем прямое. Кроме того с треугольным крылом надо помучиться с компоновкой и силовой схемой. Так что прямое крыло выглядит предпочтительнее.

ЦитироватьА как ступень к месту старта доставлять? И зачем бОльшая дальность? Чтобы удорожить транспортные расходы на доставку к космодрому? :lol:

ЦитироватьДа хоть в 3 раза. Тут лишь будет перераспределяться одна и та же масса между ступенями.

ЦитироватьКрыло опирается само на себя, т.е. на долю корпуса ступени приходятся только ЖРД, возвратные ТРД и стабилизаторы. Последние вообще говоря могут быть и самонесущими.

Цитировать2Evgeniy иногда лучше жевать...
стал было писать ответ но после слов "для планирование не требуется рассчитывать нагрузки" бросил это бесполезное занятие.

ЦитироватьДа хоть в 3 раза. Тут лишь будет перераспределяться одна и та же масса между ступенями.

это уже к санитарам.

Цитироватьа как бы запихнуть движок второй (третьей) ступени в спускаемый аппарат? нет, это не шаттл))

Цитировать

Цитироватьа как бы запихнуть движок второй (третьей) ступени в спускаемый аппарат? нет, это не шаттл))

См. "Россиянка"

ЦитироватьТам спасается только первая ступень. Или я уже не прав?

Цитировать

Цитировать

Цитироватьа как бы запихнуть движок второй (третьей) ступени в спускаемый аппарат? нет, это не шаттл))

См. "Россиянка"

Вы несете чушь.
У Вас есть МРКС как есть. Все Ваши дебильные сентенции - ф топпку.

Цитировать

ЦитироватьТам спасается только первая ступень. Или я уже не прав?

Прав. Но если додумать, то на второй ступени можно использовать 1 или 2 двигателя от 1 ступени и закапсулипрвать все двигатели. Не хочеися тащить лишнюю массу, но какав вопрос такой и ответ.

Цитировать

Цитироватьа как бы запихнуть движок второй (третьей) ступени в спускаемый аппарат? нет, это не шаттл))

См. "Россиянка"

Цитироватькак и внешняя заправка по типу шаттла?
может все-таки на современном техуровне РФ? ((

Цитироватьможет все-таки на современном техуровне РФ? ((

Цитироватьhttp://www.aviaport.ru/digest/2010/06/16/196978.html

ЦитироватьЦАГИ провел системный анализ проектных материалов различных вариантов многоразовой ракетно-космической системы (МРКС 1). Работы выполнены по заказу Роскосмоса и ФГУП "ЦНИИмаш".
Наиболее рациональным признан вариант ГКНПЦ им. Хруничева, включающий в себя семейство многоразовых ракет космического назначения, основанных на модульном принципе и обеспечивающих выведение на низкую околоземную орбиту широкого спектра полезных грузов.

(http://www.roscosmos.ru/img/news/mrks.jpg)

ЦитироватьИ всё-таки, какие значения полезных нагрузок представлены в вариантах ГКНПЦ?

Цитировать

ЦитироватьИ всё-таки, какие значения полезных нагрузок представлены в вариантах ГКНПЦ?

А это керосиновые или метановые варианты?

Цитироватьнет. и за вашими разборками не следил.

ЦитироватьРоссия в будущем может вернуться к планам создания многоразовых космических кораблей
:: 28.06.2010

Россия после 2018 г. приступит к созданию сверхтяжелых ракет космического назначения и рассмотрит возможность создания многоразовых космических кораблей и ракет, заявил на саммите деловых кругов "Сильная Россия-2010" в Москве в пятницу гендиректор ЦНИИ машиностроения Геннадий Райкунов. "На первом этапе (до 2015 года) и на втором этапе (до 2018 г.) будет создана новая ракета среднего класса повышенной грузоподъемности", - сказал Райкунов. Новая ракета-носитель сможет выводить на орбиту полезную нагрузку массой свыше 24 тонн.
По словам Райкунова, в 2015 г. начнутся ее летные испытания, а с 2018 г. должна начаться эксплуатация ракеты. "На последующих этапах будут созданы совсем тяжелые носители с полезной нагрузкой 60 и даже свыше 100 тонн", - сообщил он. В более отдаленной перспективе планируется рассмотреть вопросы создания многоразовых ракет-носителей и пилотируемых космических кораблей.

ЦитироватьМля, как надоело разгадывать рекбусы и кроксворды :twisted:

ЦитироватьВ целом согласен. В принципе всё известно. Неясно с МРКС. Либо она будет отечественная и отдана на растерзание Хруникам, либо будет совместная с ЕКА по теме "Урал". И неизвестная грузоподъёмность. Часто мельтешит 35 тн. :roll:

ЦитироватьДаже ясно с ДУ. Недавно объявлен конкурс по ЖРД для МРКС и тяжёлых РН. Т.е. ИМХО двигатель будет и для МРКС, и для 60 тн и для 100 тн один и тот же. И возможно для Руси-М, после отработки на указанных носителях РД-180 заменят :?:

Цитировать1)РН СКПГ - все понятно, трехблок (запасной вариант - чудо-Зенит с СТУ)
2)50-60- тонник - известно, пятиблок с УРБ увеличенной заправки
3)МРКС - тоже известно
4)Супертяж - изыскания ЦСКБ известны (несколько вариантов).
То есть общее направление понятно. Пока более или менее видимо устаканилось направление 1 (даже если оно "застрянет", есть А-5П). По пунктам 2-4 - до определенности, как до морковкина заговенья, еще сто раз успеет поменяться.

Цитировать

ЦитироватьДаже ясно с ДУ. Недавно объявлен конкурс по ЖРД для МРКС и тяжёлых РН. Т.е. ИМХО двигатель будет и для МРКС, и для 60 тн и для 100 тн один и тот же. И возможно для Руси-М, после отработки на указанных носителях РД-180 заменят :?:

Вы какой-то странный. Объявляют конкурс на первый этап перспективной НИР. Это - на очень много лет вперед и к летающим носителям и даже к носителям в стадии ОКР отношения не имеет.
Это - дальше, дальше... :D

Цитировать(http://s04.radikal.ru/i177/1007/49/86305ca635d7t.jpg) (http://radikal.ru/F/s04.radikal.ru/i177/1007/49/86305ca635d7.jpg.html)

Цитировать4 камеры ЖРД вижу... а где двигатель для посадки?

ЦитироватьА у меня такой вопросик: нет ли данных по блоку 2-й ступени? И есть ли стартовые веса носителей?

ЦитироватьДвигатели возвращения установлены в носовой части блока, как у Байкала.

Цитировать

ЦитироватьДвигатели возвращения установлены в носовой части блока, как у Байкала.

ммм... а струя то него где выходит?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДвигатели возвращения установлены в носовой части блока, как у Байкала.

ммм... а струя то него где выходит?

По бортам фюзеляжа в носовой же части, как и у Байкала (только двигатели АЛ-31). "Реданную" схему Як-15 и МиГ-9 помните? Примерно, так.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДвигатели возвращения установлены в носовой части блока, как у Байкала.

По бортам фюзеляжа в носовой же части, как и у Байкала (только двигатели АЛ-31). "Реданную" схему Як-15 и МиГ-9 помните? Примерно, так.

ЦитироватьА зачем так?  Почему не на консолях к примеру как на атмосферном (а планировалось и космическом)Буране.

ЦитироватьИ ишшо маленько включать при старте :D

ЦитироватьА у меня такой вопросик: нет ли данных по блоку 2-й ступени? И есть ли стартовые веса носителей?

Цитировать(http://s04.radikal.ru/i177/1007/49/86305ca635d7t.jpg) (http://radikal.ru/F/s04.radikal.ru/i177/1007/49/86305ca635d7.jpg.html)
(http://s45.radikal.ru/i109/1007/a8/4b5730ca2096t.jpg) (http://radikal.ru/F/s45.radikal.ru/i109/1007/a8/4b5730ca2096.jpg.html)

ЦитироватьНаглый просьбь: а почему-бы не отсканить всю статью и не выложить тут?
Или дать ссылку, где можно скачать  :oops:

ЦитироватьДлина метанового ВРБ примерно 44 м, диаметр - 4,1 м
Длина центрального водородного блока - 43 м, диаметр 4,3 м

ЦитироватьБольшой писал(а):

ЦитироватьДлина метанового ВРБ примерно 44 м, диаметр - 4,1 м
Длина центрального водородного блока - 43 м, диаметр 4,3 м

А зачем родить еще одну остнастку, когда D различается на 20 см?

ЦитироватьРакетные двигатели[/size]

Для создания многоразового жидкостного ракетного двигателя (ОКР «Двигатель-2015») первоначально Программой предусматривалось в период с 2006 по 2015 год осуществить финансирование работ в размере 1177,0 млн. рублей из средств федерального бюджета и 1000,0 млн. рублей - из внебюджетных источников. В период с 2006 по 2008 год ФГУП «Исследовательский центр им. М. В. Келдыша» (далее - ФГУП Центр Келдыша») профинансировано в размере 75,0 млн. рублей. В редакции Программы 2008 года данная тематика перенесена из раздела 7 «Средства выведения космических аппаратов» в раздел 10 «Перспективные базовые изделия, прогрессивные технологии и обеспечение надежности ракетно-космической техники». В 2009 году Программой предусмотрен конкурс эскизных проектов двигателя.

Цитировать(http://keep4u.ru/imgs/b/080613/f4/f41db6c6a439ae6c8b.jpg)

Цитировать

Цитировать(http://keep4u.ru/imgs/b/080613/f4/f41db6c6a439ae6c8b.jpg)

А ни у кого нет какого-нить объяснения по поводу:
- почему торможение осуществляется в перевернутом положении, килем вниз (что приводит к необходимости теплозащиты киля)?
и соответственно, крыло при раскрытии работает в обратном направлении, так же и нагружает весь блок - в чем здесь фишка?

Цитировать- почему вообще крыло, имееющее ярко выраженную дозвуковую конфигурацию, раскрывается не после, а до торможения, т.е. на гиперзвуке? со всеми вытекающими типа ТПЗ и прочего...

Цитироватьто же самое можно сказать о первых проработках спасаемой первой ступени для ракеты «Ангара», которая называлась «Байкал».
Можно сказать, что там была определенная борьба между конструкторами и технологами. Например, предложение применить новый алюминиево-литиевый сплав 1460 не было поддержано технологами из-за соображений дороговизны подготовки производства (с учетом некоторых экологических особенностей, на которые надо было тратить средства и время). Было принято решение использовать существующие материалы для баковых конструкций – Амг6. Это хоть и старый, но очень хорошо освоенный материал, надежный, но для того, чтобы улучшить весовую отдачу ракеты-носителя, можно было бы вводить более прогрессивный материал – алюминиево-литиевый сплав 1460. Он у нас опробован, паспортизован, были пробные плавки, прокат, из него делались экспериментальные баки, но широкого применения на сегодня он пока не получил. Поэтому мы держимся по уровню технологии на уровне 1960-х годов.

Цитироватьтам был вопрос о том, что разделение происходило на достаточно высоких скоростях, и требовалась теплозащита. Алюминиевые сплавы не выдерживали эту температуру, и для определенных элементов конструкции рассматривалось применение стали (киль и, в основном, стабилизатор). Ну и крыло тоже.

ЦитироватьИзначально на «Байкале» можно было применять теплозащиту для этих элементов конструкции, но критики той теплозащиты, которая применялась на «Буране», взяли верх.

ЦитироватьВопрос:
- итак, по «Байкалу»: первая проблема – это не тот основной конструктивный материал; вторая – теплозащита. От теплозащиты отказались – к чему это решение привело?
Ответ:
- это привело к тому, что наши оценки, а затем оценки Центра им.Хруничева показали, что первая версия «Байкала» того периода не имела преимущества по удельной стоимости выведения груза при сравнении одноразового варианта «Ангары» и «Ангары» с многоразовым ускорителем «Байкал»: удельная стоимость выведения у них была практически одинаковой. Конечно, при дальнейших работах в случае их продолжения и серьезного пересмотра вопросов по конструкционным материалам с точки зрения привлечения новейших конструкционных материалов, технических решений, возможно, будет преимущество у системы с многоразовым «Байкалом». Работа над «Байкалом» не брошена, она продолжается.

Вопрос:
- отказ от теплозащиты привел к некоторому изменению облика «Байкала»?
Ответ:
- на облик этого аппарата теплозащита никакого влияния не имела, просто определили, что скорость разделения около М=8 и там как раз возникли эти проблемы по теплу, особенно на оперении (при отделении крыло-то сложено, а вот оперение торчит). Крыло было в теневой зоне. С другой стороны, само применение поворотного крыла также отнимало определенный вес за счет этих механизмов. Может быть, более выгодным может оказаться вариант с фиксированным крылом, но с применением соответствующих материалов, которые способны выдержать температуры. Эта задача достаточно сложная, многопараметрическая – правильно делается, что Центр им. Хруничева продолжает работы в этом направлении, потому что, в конце концов, появятся более оптимальные варианты, работоспособные. Но тут надо обратить внимание вот на что: если мы рассматриваем систему выведения, и работаем только по спасаемой первой ступени , то мы доходим до определенного показателя совершенства первой ступени, и дальше уже никакого экономического улучшения не будет, как все дальше будет определять одноразовая вторая ступень. Если мы хотим дальше снижать удельную стоимость выведения, то нужно начинать работать над многоразовой второй ступенью

ЦитироватьТоварищи, вы меня смешите.
Если вспомнить, кто рисует все эти корявые презенташки - вы точно те американцы, которые гадали о раскладе в Политбюро по порядку расстановки на мавзолее Ленина.

ЦитироватьДа нет, там (в частности, на "Байкале") как раз основная проблема - это тепловые нагрузки оперения (киля и стабилизатора). С крылом проще - на "Байкале" оно именно из этих ограничений разкрывается после торможения.

Цитировать

Цитировать

Цитировать[img http://keep4u.ru/imgs/b/080613/f4/f41db6c6a439ae6c8b.jpg /img]

А ни у кого нет какого-нить объяснения по поводу:
- почему торможение осуществляется в перевернутом положении, килем вниз (что приводит к необходимости теплозащиты киля)?
и соответственно, крыло при раскрытии работает в обратном направлении, так же и нагружает весь блок - в чем здесь фишка?

Вопрос обсуждался сразу, как тут появилась эта картинка. Надо поискать...

ЦитироватьВот что говорит мой инсайдер:

Цитировать3. Многоразовая ступень:
(http://keep4u.ru/imgs/b/080613/f4/f41db6c6a439ae6c8b.jpg)

(http://keep4u.ru/imgs/b/080613/e8/e8c795fa4a523e9478.jpg)

ЦитироватьА ни у кого нет какого-нить объяснения по поводу:
- почему торможение осуществляется в перевернутом положении, килем вниз (что приводит к необходимости теплозащиты киля)?
и соответственно, крыло при раскрытии работает в обратном направлении, так же и нагружает весь блок - в чем здесь фишка?

Цитировать- почему вообще крыло, имееющее ярко выраженную дозвуковую конфигурацию, раскрывается не после, а до торможения, т.е. на гиперзвуке? со всеми вытекающими типа ТПЗ и прочего...

Цитироватьне хотелось подставлять набегающему потоку щели в створках отсеков шасси.

Цитировать

Цитироватьне хотелось подставлять набегающему потоку щели в створках отсеков шасси.

И как-то Шаттлы садятся?  :oops:

Цитировать

ЦитироватьДа нет, там (в частности, на "Байкале") как раз основная проблема - это тепловые нагрузки оперения (киля и стабилизатора). С крылом проще - на "Байкале" оно именно из этих ограничений разкрывается после торможения.

То есть, на выступающие элементы нагрузки критические, а на сам бак - нет (он ведь без теплозащиты)?

Цитировать

ЦитироватьВот что говорит мой инсайдер:

По сути инсайдер говорит, что вся эта затея с Байкалами экономически проигрывает одноразовым блокам.

ЦитироватьИз соображений компоновки, в том числе в посадочной конфигурации, получается, что крыло и киль должны быть на противоположной от ниш шасси стороне. Имхо причина - не хотелось подставлять набегающему потоку щели в створках отсеков шасси.

ЦитироватьВторая (доп.) причина - "обратное V" стабилизаторов позволяет поддерживать стабилизацию Байкала по крену, а управление стабил-рами дает управление по тангажу и рысканью на гиперзвуке.

ЦитироватьВидимо, так меньше мороки и потери веса за счет механизма раскрытия крыла.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа нет, там (в частности, на "Байкале") как раз основная проблема - это тепловые нагрузки оперения (киля и стабилизатора). С крылом проще - на "Байкале" оно именно из этих ограничений разкрывается после торможения.

То есть, на выступающие элементы нагрузки критические, а на сам бак - нет (он ведь без теплозащиты)?

А что бак? Какой у него радиус носового запупления и какой радиус передней кромки на оперении

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВот что говорит мой инсайдер:

По сути инсайдер говорит, что вся эта затея с Байкалами экономически проигрывает одноразовым блокам.

Да.
Из-за применения старого материала нагнали лишних 20% веса (это соотношение удельных прочностей материалов), это и съело весь выигрыш...

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа нет, там (в частности, на "Байкале") как раз основная проблема - это тепловые нагрузки оперения (киля и стабилизатора). С крылом проще - на "Байкале" оно именно из этих ограничений разкрывается после торможения.

То есть, на выступающие элементы нагрузки критические, а на сам бак - нет (он ведь без теплозащиты)?

А что бак? Какой у него радиус носового запупления и какой радиус передней кромки на оперении

Я так понимаю, что нос у Байкала вообще теплозащищён. И, как я понял из ответа, максимальные тепловые нагрузки реализуются уже после стабилизации блока носом вперёд (?).

ЦитироватьИ что помешает развернуться энтому ускорителю тяжелым концом, т.е. хвостом, вперед?

Цитировать

ЦитироватьИз соображений компоновки, в том числе в посадочной конфигурации, получается, что крыло и киль должны быть на противоположной от ниш шасси стороне. Имхо причина - не хотелось подставлять набегающему потоку щели в створках отсеков шасси.

Вряд ли... Городить такой огород, вводить такой динамический маневр "туда+обратно", вместо того чтобы тупо взять прокладку с ниши шасси "Бурана" - сомневаюсь...

Цитировать

ЦитироватьВторая (доп.) причина - "обратное V" стабилизаторов позволяет поддерживать стабилизацию Байкала по крену, а управление стабил-рами дает управление по тангажу и рысканью на гиперзвуке.

Так они (стабилизаторы) судя по всему, цельноповоротные, так что стабилизацию/управление по крену проще осуществлять их отклонением (в т.ч. дифференцированным), чем ворочать в полете всей связкой...

Цитировать

ЦитироватьВидимо, так меньше мороки и потери веса за счет механизма раскрытия крыла.

Неочевидно... А что, мороки с раскрытым дозвуковым крылом на гиперзвуке меньше? Была у меня мысль, что они используют крыло как металлический парашют, но для этого вовсе не обязательно переворачиваться

ЦитироватьА ведь хороший вопрос! Я над ним уже размышлял, и пока безрезультатно. Дело в том,..
 что центр масс расположен в районе узла крепления крыла, т.е. он по длине смещен к хвосту. Поэтому совсем не факт, что при торможении ускоритель сам повернется носом вперед - под действием аэродинамических сил будет скорее наоборот! В случае боковушек "Энергии" стабилизация "хвостом назад" осуществлялась парашютом, а здесь он нигде не показан. И что помешает развернуться энтому ускорителю тяжелым концом, т.е. хвостом, вперед?

ЦитироватьБлок обязательно раскрутится вокруг продольной оси, если не будет никакой активной стабилизации.
Пассивная может только снизить угловую скорость такого вращения.

ЦитироватьЧто значит "если"?
Блок обязательно раскрутится вокруг продольной оси, если не будет никакой активной стабилизации.
Пассивная может только снизить угловую скорость такого вращения.

Цитировать

ЦитироватьБлок обязательно раскрутится вокруг продольной оси, если не будет никакой активной стабилизации.
Пассивная может только снизить угловую скорость такого вращения.

А можно доказательство это замечательной теоремы? Сильные подозрения, что она попросту неверна.

Цитироватьцентр масс ускорителя мы просматриваем интуитивно, а место крепления крыла выбрано ситуативно - к межбаковому отсеку, и никак не связано с расположением ЦМ. А что, если он близко к крылу, но смещён в сторону ХО?

ЦитироватьКак только ракета выключает маршевый дигатель и летит (а тем более садится), то это - самолет. И лететь он будет, если будет жестко соотвествовать авиационным канонам. Иначе - никак!
Первое основополагающее понятие - САХ (средняя аэродинамическая хорда) крыла. В нашем случае, с прямым крылом и прямыми кромками, в качестве САХ можно взять среднюю хорду крыла.
Крыло создает подъемную силу. В условиях балансировки (отсутствие крутящего момента) равнодействующая аэродинамических сил Y ВСЕГДА проходит через центр давления и центр тяжести одновременно, т.е. ЦТ совпадает с ЦД. ЦД подъменой силы крыла ВСЕГДА находится на крыле, т.е. внутри САХ - там же и ЦТ.
Другими словами, крыло не может быть где попало, оно может быть только в районе ЦТ.
(http://www.kummolovo.ru/flying/airdynamic/stability_files/image004.gif)

ЦитироватьПоэтому когда рисуется самолет, то местоположения крыла жестко определяет компоновку, а компоновка - местоположения крыла. В нашем случае - не крыло притянуто к межбаковому отсеку, а вся внутренняя компоновка, включая межбаковый отсек, подогнана под местоположение крыла. Можно сказать иначе - где "возник" ЦТ при данной компоновке, туда и только туда посадили крыло, вне зависимости что там - межбак или бак.

ЦитироватьВращивать крыло в бак ЖК = очень усложнить конструкцию и стоимость её разработки.

Цитировать

ЦитироватьВращивать крыло в бак ЖК = очень усложнить конструкцию и стоимость её разработки.

Сдуру можно кое-что сломать! :wink:  Можно и к баку прицепить. В чем проблема-то?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВращивать крыло в бак ЖК = очень усложнить конструкцию и стоимость её разработки.

Сдуру можно кое-что сломать! :wink:  Можно и к баку прицепить. В чем проблема-то?

Проблема одна - в деньгах. Точнее - в аргументах при их добывании. Представьте: вы просите денег на самолёт, который собираетесь поставить вертикально, загрузить под завязку кислородом и керосином, прицепить в хвосте ЖРД... Или нацепить на имеющийся ракетный блок крыло, чтобы его спасти. На что легче попытаться получить финансирование?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВращивать крыло в бак ЖК = очень усложнить конструкцию и стоимость её разработки.

Сдуру можно кое-что сломать! :wink:  Можно и к баку прицепить. В чем проблема-то?

Проблема одна - в деньгах. Точнее - в аргументах при их добывании. Представьте: вы просите денег на самолёт, который собираетесь поставить вертикально, загрузить под завязку кислородом и керосином, прицепить в хвосте ЖРД... Или нацепить на имеющийся ракетный блок крыло, чтобы его спасти. На что легче попытаться получить финансирование?

Цитировать

ЦитироватьПроблема одна - в деньгах. Точнее - в аргументах при их добывании. Представьте: вы просите денег на самолёт, который собираетесь поставить вертикально, загрузить под завязку кислородом и керосином, прицепить в хвосте ЖРД... Или нацепить на имеющийся ракетный блок крыло, чтобы его спасти. На что легче попытаться получить финансирование?

А конструктивно в первом случае усиление набора, а во втором хребтовая балка.

ЦитироватьДа при чем сдесь деньги? Вадим выше совершенно нормально разъяснил проблему взаимного расположения крыла и ЦМ, как определяющую в вопросе устойчивочсти и балансировки крылатого ЛА. Если ЦМ по каким-то причинам оказался внутри одного из баков, значит и крыло будет установлено там же.

ЦитироватьLynx и оба Спейсшипа так устроены. Вот где крыло должно быть неслабой прочности. А тут подумаешь, пустой УРМ, ну там тонн 15 всего, да при таких размерах.

Цитировать

ЦитироватьПоэтому когда рисуется самолет, то местоположения крыла жестко определяет компоновку, а компоновка - местоположения крыла. В нашем случае - не крыло притянуто к межбаковому отсеку, а вся внутренняя компоновка, включая межбаковый отсек, подогнана под местоположение крыла. Можно сказать иначе - где "возник" ЦТ при данной компоновке, туда и только туда посадили крыло, вне зависимости что там - межбак или бак.

Вот это - точно не так. Место межбака определяется соотношением компонентов, а крыло в этом случае - идейно пристяжная конструкция. Вращивать крыло в бак ЖК = очень усложнить конструкцию и стоимость её разработки.

Цитировать..., если этого будет достаточно, то не нужно врезать крыло в бак. Последнее вполне возможно, но сложнее в разработке, чем крепление к межбаковому отсеку.

ЦитироватьА если сделать два крыла - одно расположить до ЦТ, а другое - после? Конечно, это извращение, но оно опровергнет представление о совмещении крыла с ЦТ.

ЦитироватьСтрого говоря, нужно рассматривать не крыло, а все поверхности, участвующие в создании подъёмной силы.

ЦитироватьДело в том, что Байкал как самолёт, является не меньшим... хм... отклонением от правил. .

Цитироватьсамое пикантное - носовые двигатели. Такое расположение позволяет их использовать для управления и стабилизации аппарата с помощью изменения вектора тяги. В полном соответствии с идеями академика Мишина о перспективных летательных аппаратах. :)

Цитироватьраскрытие в вакууме может "поломать" стабилизацию на гиперзвуке, ИМХО.

ЦитироватьВ полном соответствии с идеями академика Мишина...

ЦитироватьМало того, что мы раскрываем крыло в зоне тепловых нагрузок, и его нужно изи защищать теплозащитой, или использовать новые конструкционные материалы, так ведь оно по аэродинамике дозвуковое, и его раскрытие на гиперзвуке и последующий полет на гипер- сверхзвуке - дополнительные проблемы.

Цитировать

ЦитироватьВ полном соответствии с идеями академика Мишина...

Вы думаете это комплимент? ;)

ЦитироватьВадим, ну что вы так сокрушаетесь? Ну если б это проектировали авиаторы то можно было б расстраиваться. А это ж изобрели хруники. Х-р-у-н-и-к-и. :(

ЦитироватьЗахотят - сделают.

ЦитироватьЭээ... у них там чего, ТТРД в роли 2 ступени, что ли? А разве в МРКС не более правильна пакетная схема?

ЦитироватьПо-моему, хрень (с). Для начала, это означает, что корпус старбустера вдвое тяжелее, чем мог бы быть - условно говоря, не 20%, а 40. Что объясняет и малую скорость разделения - больше просто не получается набрать на такой относительной массе.

ЦитироватьЭто решение - принесение массовых харктеристик в жертву эксплуатационным. Сменяемый выкатной модуль легче диагностировать и, в случае необходимости, легко заменить исправным.

Цитировать

ЦитироватьЭто решение - принесение массовых харктеристик в жертву эксплуатационным. Сменяемый выкатной модуль легче диагностировать и, в случае необходимости, легко заменить исправным.

Я мог бы в это поверить в случае горизонтального старта. Но тут же надо весь пакет расстыковывать, положить старбустер горизонтально, потом обратно... Маразм, да и только.

ЦитироватьЭто решение - принесение массовых харктеристик в жертву эксплуатационным. Сменяемый выкатной модуль легче диагностировать и, в случае необходимости, легко заменить исправным.

ЦитироватьЧто-то мне кажется что МРКС проиграет в стоимости реинкарнации Протона с нормальными ступенями:) Т.е. 1 не полиблочная, тот же РД-275 на 2 ст, возможно и на 3+ рулевые движки одинаковые для 2 и 3 ступеней.

ЦитироватьЭто решение - принесение массовых харктеристик в жертву эксплуатационным. Сменяемый выкатной модуль легче диагностировать и, в случае необходимости, легко заменить исправным.

ЦитироватьПосле полета пакет все равно уже расстыкован! :D

ЦитироватьХотел бы уточнить - Вы сейчас собираетесь обсуждать МРКС или этот нью-Протон, который тут нам нарисовали? ;)

А вообще, если речь всё же о сравнении с одноразовыми РН, создание МРКС следует начинать только в случае серьезных ожиданий ее использования не менее 12-15 раз в год (т.е. для двухблочной конфигурации 24-30 бустеров ежегодно).

ЦитироватьДмитрий, для ситуации послеполетного обслуживания у сменяемого выкатного модуля преимуществ не видно. В этом случае можно полностью заменить бустер на исправный.

Цитировать

ЦитироватьДмитрий, для ситуации послеполетного обслуживания у сменяемого выкатного модуля преимуществ не видно. В этом случае можно полностью заменить бустер на исправный.

Конечно, можно. Но в данном случае придется каждый модульснабжать крыльями :wink:

ЦитироватьЗачем?

ЦитироватьЗатем, что крылатый модуль-корпус - негерметичный, и наличие в нем мелких трещин не является фатальным, позволяя использовать его многократно. Наличие трещин в герметичном топливном отсеке гораздо критичнее. Поэтому рационально разделить гермоотсек и крылатый модуль, чтобы первый было легче диагностировать и заменять. Тогда можно иметь один-единственный крылатый модуль и несколько взаимозаменяемых топливно-двигательных. Правда, такой подход более пригоден для орбитальных ступеней, где применение несущих баков затруднено проблемой теплозащиты.

ЦитироватьЯ что-то слышал об ультразвуковой дефектоскопи - не подойдет? ;)

Цитировать

ЦитироватьЯ что-то слышал об ультразвуковой дефектоскопи - не подойдет? ;)

Напрягите мозг! Если у Вас бак покрыт ТЗП, то чтобы его отремонтировать, Вам придется это ТЗП содрать, и разобрать всю ступень, чтобы отремонтировать или заменить поврежденный бак. Куда проще топливный отсек - элемент , требующий периодического осмотра - сделать легкосъемным.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЯ что-то слышал об ультразвуковой дефектоскопи - не подойдет? ;)

Напрягите мозг! Если у Вас бак покрыт ТЗП, то чтобы его отремонтировать, Вам придется это ТЗП содрать, и разобрать всю ступень, чтобы отремонтировать или заменить поврежденный бак. Куда проще топливный отсек - элемент , требующий периодического осмотра - сделать легкосъемным.

Напряг. ИМХО.
Я думаю, что наиболее вероятно в этом случае повреждение ТЗП и обшивка под ТЗП в следствии ее повреждений/дефектов. То есть несущий кожух требует проверки не в меньшей степени, чем баки.

Если же проблемы ТЗП нет - то ее нет и для баков. Я, как и hcube, думаю, что можно сделать первую ступень, способную выдержать десяток штатных полетов. ТО баков на это время может быть минимальным, например, наддув баков и контроль их герметичности по давлению. При "легкой" нештатной ситуации (грубой посадке, например) - досрочно отправлять на завод и проверять бустер целиком. Естественно, должны быть все необходимые датчики телеметрии на двигателе, и при необходимости его можно относительно быстро заменить "по показаниям".

З.Ы.
Дмитрий, я по прежнему думаю, что АКС перспективнее МРКС. Но ограничение грузоподьемности АКС создает серьезные проблемы для крупных неделимых ПН.

Цитировать

ЦитироватьЗ.Ы.
Дмитрий, я по прежнему думаю, что АКС перспективнее МРКС. Но ограничение грузоподьемности АКС создает серьезные проблемы для крупных неделимых ПН.

Ну вот, еще до одного дошло что МРКС - хорошо а АКС - плохо... :D

ЦитироватьАКС, ввиду того что больших нагрузок на нем не выведешь, мертворожденная фантазия. Сейчас конкуренция в классе ПН до 20 т НОО огромна ибо куча частников и стран неофитов делают носители 7-10+ т грузоподъемности, а обьем рынка в этой нише мал.

ЦитироватьСтроить же АКС на 20+ т ПН огромный технический риск, частник на него не пойдет. Дешевле и проще выходит залить в наземную ракету излишек топлива:)

ЦитироватьМРКС по степени мертворожденности недалек от АКСа. Для МРКСа нужен совершенно специфический движок для 1 ступени: высокоресурсный и с минимальным ТО после полета. Если разбирать движок после каждого полета, то, ПМСМ, все пряники от многоразовости сгорят. Этот движок де факто не может быть керосиновым(нагар и отложения смол) и вряд ли будет водородным(слишком сложно и гарантии на баки никто не даст что они не потекут через н-полетов). Метан или аммиак?

ЦитироватьАКС, ввиду того что больших нагрузок на нем не выведешь, мертворожденная фантазия.

ЦитироватьРоссийские многоразовые ракеты могут полететь на метане[/size]

15:05 16/11/2010

МОСКВА, 16 ноя - РИА Новости. Будущая российская многоразовая ракетно-космическая система, возможно, станет использовать в качестве топлива сжиженный газ - метан, сообщил во вторник журналистам гендиректор КБ химавтоматики Владимир Рачук.

Ранее Центральный аэрогидродинамический институт (ФГУП ЦАГИ) имени Жуковского провел анализ проектных материалов различных вариантов многоразовой ракетно-космической системы (МРКС-1). Наиболее рациональным был признан вариант ГКНПЦ им. Хруничева, включающий в себя семейство многоразовых ракет космического назначения, основанных на модульном принципе и обеспечивающих выведение на низкую околоземную орбиту широкого спектра полезных грузов.

Выступая на конференции "Авиация и космонавтика" в Московском авиационном институте (МАИ), Рачук рассказал, что КБ разрабатывает ракетные двигатели с использованием в качестве топлива кислорода и метана. По его словам, метан значительно дешевле традиционного керосина и обладает большей теплоемкостью.

"Такой двигатель мы будем предлагать для перспективной многоразовой космической системы, которую разрабатывает КБ Хруничева", - сказал Рачук.

МРКС-1 представляет собой частично многоразовую ракету-носитель вертикального старта на основе крылатой многоразовой первой ступени, выполненной по самолетной схеме и возвращаемой в район старта для горизонтальной посадки на аэродром, и на основе одноразовых вторых ступеней и разгонных блоков. Крылатый многоразовый блок первой ступени оснащается маршевыми жидкостными ракетными двигателями многоразового использования.

Возвращаемая первая ступень МРКС-1 позволит обеспечить высокий уровень надежности и безопасности и отказаться от выделения районов падения отделяемых частей, что повысит эффективность выполнения перспективных коммерческих программ. Указанные преимущества представляются крайне важными для России - единственной страны в мире, имеющей континентальное расположение существующих и перспективного космодрома.

Использование многоразовых носителей предполагается не ранее 2025 года.

ЦитироватьНа сегодняшний день килограмм на орбите, выведенный с любыми элементами многоразовости, всё равно будет стоить дороже Союза-Протона. Не говоря уже о конверсионных носителях.

ЦитироватьЭто в год?

Цитировать

ЦитироватьЭто в год?

Это суммарная полезня нагрузка. Если 1 МРКС вывела 210 т за 6 пусков то следующий 7 пуск будут дешевле чем 7-ая Ангара 5. но 14 Протонов наверное будут дешевле и и 7 РусьМ 35т тоже.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто в год?

Это суммарная полезня нагрузка. Если 1 МРКС вывела 210 т за 6 пусков то следующий 7 пуск будут дешевле чем 7-ая Ангара 5. но 14 Протонов наверное будут дешевле и и 7 РусьМ 35т тоже.

Наклон прямых (которые на самом деле будут кривыми) сильно зависит от множества факторов, и они могут пересечься совсем не на 7 пуске. Например, применение многоразовых блоков 1-й ступени на 11К37, по расчетам КБЮ, окупалось лишь.... через 25 лет после начала эксплуатации!

ЦитироватьЗомби, для Вас уточню: любые многоразовики попил.

ЦитироватьТакже как и многоразовые межорбитальные буксиры.

ЦитироватьВообще сейчас попилом можно считать любые новые  носители залазящие в диапазон нагрузок связки Союз-Протон.

ЦитироватьП.С. ПМСМ пока  не будет возможности летать( и выносить приемлимую нагрузку) на орбиту "в одну ступень" многоразовики будут попилом.

Цитировать

ЦитироватьОднако!

С сегодняшней ленты новостей НК:
18.11.2010 / 00:05   В перспективной российской ракете сверхтяжелого класса будут использоваться двигатели от ракеты "Энергия".
       Модернизированный двигатель от ракеты-носителя "Энергия", созданной в рамках проекта "Энергия-Буран", будет использован на одной из ступеней перспективной ракеты-носителя сверхтяжелого класса, к разработке которой приступят с 2018 года, передает "Интерфакс-АВН".
      "Должен быть использован двигатель от ракеты-носителя "Энергия" в новой сверхтяжелой ракете-носителе", - сказал гендиректор и генеральный конструктор КБ химавтоматики (КБХА) Владимир Рачук, выступая во вторник на научной конференции в Московском авиационном институте.
      Он напомнил, что на ракете "Энергия" использовался кислородно-водородный двигатель РД-0120, созданный КБХА.
      По словам В.Рачука, под новую ракету двигатель планируется модернизировать.

Разрозненные мысли вслух: с 18 года приступают к проектированию тяжёлой (условно 100 тонник) РН. В 25 году планируется ввод МРКС-1 (планы Хруничева). КБХА ведёт разработку метанового ЖРД для 1-й ступени (100-тн и МРКС-1). МРКС-1 грузоподъёмностью 20-35-45-70 тн (линейка) получила положительное "сальдо" в ЦНИИМАШе. Значит восстановление и модернизация РД-0120 должны начаться лет за 5 (минимум) до разработки РН. Конкурс на перспективный двигатель для 1-й ст. тягой 200-300 тс объявлен (метановый или керосиновый). Правда кто его выиграл не объявляли? КБХА под Хруничевым. Некоторые выводы. Двигатели для 1 и 2 ст. - КБХА, который под Хруничевым, МРКС - проект Хруничева. И проекты сверхтяжей в основном тоже его (Ангара-100, Енисей-5, Амур-5, 175-тонник). Значит с вероятностью более 50% эти работы будет выполнять Хруничев. Как никак ракетная корпорация. Для наглядности повторю картинку. С ней не стыкуется известная линейка Руси-М с РД-180.
(http://s50.radikal.ru/i129/1011/b4/b100b62e4d8f.jpg)

ЦитироватьА альтернатива нужна обязательно, монополия в состоянии сожрать эффективность любого мероприятия, особенно настолько дорогостоящего и долгосрочного, как космические разработки. В США это поняли уже давно, потому и остались в строю обе разработки по EELV.

ЦитироватьПричем что забавно их наследник ULA похоже больше заботится об эффективности, даже собираются вернуть Атлас на коммерческий рынок. Получается, что одна маленькая монополия лучше двух больших.

Цитировать

ЦитироватьПричем что забавно их наследник ULA похоже больше заботится об эффективности, даже собираются вернуть Атлас на коммерческий рынок. Получается, что одна маленькая монополия лучше двух больших.

Наверное все же акционеры в этом заинтересованы. Мощности ULA избыточны для существующего темпа пусков, а LM и Boeing все же частные конторы.

ЦитироватьДо ума пока ничего не довели. По теме Русь-М (это 24 тн и её тяжёлый вариант 50 тонник) начинается техническое проектирование. По МРКС-1 (это 35 тн и 70 тн) в планах у Хруничева ввод в 2025 г. ЦАГИ провёл системный анализ вариантов МРКС и признал наиболее рациональным вариант ГКНПЦ им.Хруничева, которые и представлены здесь. Основаны они на модульном принципе, есть ещё варианты на 20 и 47 тн. Все рассматриваемые варианты МРКН-1 выполнены по пакетной схеме с возвращаемыми ракетными блоками 1-й ступени и одноразовым ускорителем 2-й ступени. На основании выводов сделанных на 1-м этапе работ в 2007 г., рассматриваются варианты МРКН-1, использующие следующие КРТ:
1. Кислород + керосин;
2. Кислород + метан;
3. Кислород + водород  -только для 2-й ступени;
на базе конструктивно-технологического задела по МРКС-1 рассматривается вариант РН сверхтяжелого класса г/п 175 тн. с вводом в 2030 г. Всё это было опубликовано в открытой печати, надо только научится работать с документацией :wink:  и тогда всё тайное станет явным :?

ЦитироватьОт 1.2010:
(http://s006.radikal.ru/i214/1011/bb/6ff7e802aab5.jpg) (http://www.radikal.ru)

ЦитироватьЛинейка многоразовых носителей, которая заканчивается одноразовым носителем с ПН на 100 тонн больше. :shock: Притянутая за уши эволюция?

ЦитироватьЯ думаю, что и 50 и 60 т, которые пускаются раз в год, тоже должны быть одноразовыми, а 175 т с пусками  раз в 5 лет, тем более.

ЦитироватьКрупных ТКС, пускаемых реже раза в год, вообще не должно быть.
А многоразовым блок имеет смысл делать, если ему удастся летать не реже 6-8 раз в год (имхо).

ЦитироватьЧто-то мне чертик подсказывает что все многоразовые будут уступать нормальной ракете с вонючкой и РД-275 на 1 ступени и кислород-керосин или кислород-водород на второй. Причем для создания этой ракеты не хватает только политической воли купить 2 Ан-225 и привести в порядок ВМ-Т те что есть. А то лезть в бутылочное горлышко ж-д. габарита и создавать для этого целый сосисочный комбинат из разных сосисок... Ну в общем со стороны выглядит не очень. Зато поле для попила какое :)

ЦитироватьПолеты многоразовика 6-8 в год-это чистый убыток. Сколько там шаттл летал? Многоразовик ПМСМ приблизится или сравняется по стоимости с одноразовым при 50-100 полетах в год. Ну и естественно при ПОЛИТИЧЕСКОМ отказе от вонючки. Ибо РД-275 дешевый, надежный и есть серийное производство не прерывавшееся в 90-е гг.

ЦитироватьП.С. кто бы из сторонников многоразовости обьяснил как они страховать свои полеты собираются и как пускать очень ответственные грузы на леташих много раз 1 ступенях? Или затачиваемся для низкотехнологичных грузов?

ЦитироватьЧто-то мне чертик подсказывает что все многоразовые будут уступать нормальной ракете с вонючкой и РД-275 на 1 ступени и кислород-керосин или кислород-водород на второй.

ЦитироватьПолеты многоразовика 6-8 в год-это чистый убыток. Сколько там шаттл летал? Многоразовик ПМСМ приблизится или сравняется по стоимости с одноразовым при 50-100 полетах в год.

ЦитироватьНу в общем со стороны выглядит не очень. Зато поле для попила какое :)

ЦитироватьП.С. кто бы из сторонников многоразовости обьяснил как они страховать свои полеты собираются и как пускать очень ответственные грузы на леташих много раз 1 ступенях?

ЦитироватьИли затачиваемся для низкотехнологичных грузов?

ЦитироватьКстати, кто-нибудь знает, можно ли боковушки МРКС перегонять своим ходом с завода на космодром? Для Россиянки нужно было до 10 прыжков с заправками, т.к. ступень пролетала 500 км, ну может быть 650 максимум. В каждой точке подскока практически нужно космодром городить - овчинка не стоит выделки. А тут есть прямое крыло, ТВРД в носу. Совсем другой коленкор. Может быть можно с парой остановок на обычных авиабазах?

ЦитироватьСегодня я посетил техническую секцию Королёвских чтений.
Качество фотографий плохенькое, так как проектор был слабый, а свет в помещении не выключали:

Анализ использования многоразовой РН в пилотируемой лунной программе.
http://narod.ru/disk/4390454001/01_Luna.rar.html
Интересное исследование от центра Хруничева.
Лунная орбитальная станция (ЛОС) в качестве первого этапа (как на форуме  :D ), таблица с ценами на перспективные РН,
количество РН необходимых для начала освоения Луны.

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16381.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278663/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16382.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278664/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16384.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278666/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16387.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278669/)

Цитироватьнаваял расширенный перечень. При обнаружении косяков, сообщите, поправим.

(http://s004.radikal.ru/i205/1101/33/42053eeba42ft.jpg) (http://radikal.ru/F/s004.radikal.ru/i205/1101/33/42053eeba42f.jpg.html)

ЦитироватьКстати, кто-нибудь все-таки понял, как боковушка входит килем вниз? Мы вроде выяснили, что она входит крылом вперед, чтобы создать плоский животик как у Шаттла, Линкса, Прометея и им подобным. Как же тогда киль?

ЦитироватьКстати, кто-нибудь все-таки понял, как боковушка входит килем вниз?

ЦитироватьМы вроде выяснили, что она входит крылом вперед, чтобы создать плоский животик как у Шаттла, Линкса, Прометея и им подобным. Как же тогда киль?

Цитировать

ЦитироватьКстати, Рэнд Симберг подметил, что благодаря тому, что боковушки у Хэви отделяются гораздо раньше, чем 1-я ступень F9, возможно, что их будет легче спасать.

Естественно, разделение будет на скорости разделения для первой ступени, - около 2 км/с, это общая энергия торможения ступени в 4 раза меньше.

 Первые ступени ракет долетают до земли целыми, а вторые, - для трёхступенчатых ракет, часто разрушаются ещё в воздухе.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКстати, Рэнд Симберг подметил, что благодаря тому, что боковушки у Хэви отделяются гораздо раньше, чем 1-я ступень F9, возможно, что их будет легче спасать.

Естественно, разделение будет на скорости разделения для первой ступени, - около 2 км/с, это общая энергия торможения ступени в 4 раза меньше.

 Первые ступени ракет долетают до земли целыми, а вторые, - для трёхступенчатых ракет, часто разрушаются ещё в воздухе.

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17713.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310209/)

- перефотографировал все страницы - http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310209?page=0

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17714.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310211/)
...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17715.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310221/)
...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17716.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310226/)
...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17717.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310229/)
...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17718.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310252/)
...

ЦитироватьКонкурс:

http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1667

Цитата из ТЗ

Цитировать3.2 Требования назначения

3.2.1. МРКС-1 предназначена для обеспечения запусков космических аппаратов (КА) социально-экономического, научного, двойного и коммерческого назначения массой 25 – 35 т (на НОО наклонением 51,7

ЦитироватьУж не знаю, радоваться, прыгать до потолка от счастья 8) Вот почему ИМХО отменили Русь-М. Тогда я согласен. :wink:

Цитировать

ЦитироватьУж не знаю, радоваться, прыгать до потолка от счастья 8) Вот почему ИМХО отменили Русь-М. Тогда я согласен. :wink:

Прикроют, как и "Русь-М". Скажут - "устарела", или наоборот - "чрезмерно амбициозная система".

ЦитироватьХорошо. Русь-М устарела так как не имеет преимуществ по Мю ПН перед Ангарой.

Цитировать

ЦитироватьХорошо. Русь-М устарела так как не имеет преимуществ по Мю ПН перед Ангарой.

Как раз имела: 26/673=0,039 (в грузовом варианте). У А-5 в лучшем случае 25,4/759=0,033

ЦитироватьПока во всем мире нет перспективных РН, похожих на сабж.

ЦитироватьЕсли "Байкал" учитывать, то и Кистлер K-1, и Ротон надо учитывать. По ним даже больше проработок было, чем по Байкалу. Кистлер "закончен на 80% по весу", а Ротон так вообще летал с экипажем (ну шутка, да).

ЦитироватьЕсли "Байкал" учитывать, то и Кистлер K-1, и Ротон надо учитывать. По ним даже больше проработок было, чем по Байкалу. Кистлер "закончен на 80% по весу", а Ротон так вообще летал с экипажем (ну шутка, да).

ЦитироватьЧто это с Левом? Вроде не выходные...

ЦитироватьТеперь под Свободным?

ЦитироватьВ ТЗ указываются координаты стартового комплекса МРКС-1:
51 гр. 01 мин. 50 сек. СШ
128 гр. 05 мин. 38 сек. ВД
что отличается от ранее установленных, причём значительно:

Цитировать15 ноября 2011, 21:00   |   Наука   |   Артем Куйбида, Иван Чеберко
Многоразовые космические корабли возвращаются[/size]

Роскосмос заказал разработку эскизного проекта. Выполнять его, вероятно, будет Центр Хруничева

Роскосмос заказал разработку эскизного проекта многоразового космического носителя. На проектирование нового типа транспорта космическое агентство отводит два года и 250 млн рублей.

Разыгрываемый на тендере лот назван «многоразовая ракетно-космическая система первого этапа» (МРКС-1). По сути речь идет о создании универсальной возвращаемой первой ступени для различных космических кораблей, которая будет доставлять на опорную орбиту высотой 200 км от 7 до 60 т полезной нагрузки. На преодоление этих километров уходит большая часть энергии и топлива современных ракет-носителей. На опорной орбите многоразовый носитель будет отделяться и возвращаться на взлетно-посадочную полосу в автоматическом режиме.

Выведенный космический аппарат продолжит путь дальше либо самостоятельно (если целевой орбитой является низкая околоземная), либо полетит дальше от Земли на второй и третьей ступенях.

Идея создания транспортной системы наподобие МРКС-1 была сформулирована относительно давно — 10 лет назад «Космический центр Хруничева» представил концепцию во многом схожего проекта под названием «Байкал–Ангара». Его цель — создание ракетного ускорителя, отделяющегося от носителя, а затем автоматически возвращающегося в аэропорт базирования. Такой способ выведения, по мысли разработчиков, поможет решить проблему загрязнения Земли отработанными ступенями и позволит снизить стоимость выведения полезной нагрузки на орбиту на 25–50%.

Заместитель гендиректора «Центра Хруничева» Анатолий Кузин рассказал «Известиям», что предприятие будет участвовать в тендере Роскосмоса.

— Мы ведем тему достаточно давно, и проект разрабатывали в последние несколько лет в формате научно-исследовательской работы, — рассказал Кузин. — Надо понимать, что создание самого носителя лежит за 2020 годом, пока речь идет о разработке проекта. По нашему мнению, такая система выведения перспективна и экономически обоснована. Мы стремимся устранить недостатки предыдущих многоразовых космических кораблей — их тяжелую теплозащиту и высокую стоимость межполетного обслуживания.

По мнению научного руководителя Института космической политики Ивана Моисеева, вопрос создания многоразового космического корабля в ближайшие десятилетия не станет актуальным:

— Нет задач, под которые понадобится такая система, по крайней мере в этом веке. Сейчас многоразовые корабли нет смысла делать из-за слишком больших капитальных вложений для старта проекта, — говорит Моисеев. — Дали денег на исследования — и отлично, но до практического создания дело скорее всего не дойдет. Требуются огромные деньги под неизвестный продукт, который в конечном счете может не окупиться. Примером этому являются американские шаттлы. Они были бы окупаемы, стартуй они каждую неделю, и в нашем случае те же проблемы — ведь в техзадании от Роскосмоса речь идет всего о 20 запусках в год.

Генеральный конструктор РКК «Энергия» Виталий Лопота считает, что судьбу проекта решит экономическая составляющая.

— Многоразовые  ракеты, как и корабли, имеют смысл, если будут дешевыми. Услуги ракеты всегда стоили 20–30% от стоимости миссии в целом, — констатирует Лопота. — Сейчас мы делаем только перспективные компоненты ракет, но не перспективные носители для космических кораблей. Создание новой ракеты, конечно, актуально, если хотим летать в космос.

В документах к конкурсу содержится требование проработать варианты взлетов и посадок комплекса со всех имеющихся в распоряжении России космодромов: Плесецка, Байконура и проектируемого «Восточного».[/size]

Цитироватьhttp://www.izvestia.ru/news/506923

Цитировать15 ноября 2011, 21:00   |   Наука   |   Артем Куйбида, Иван Чеберко
Многоразовые космические корабли возвращаются[/size]

Роскосмос заказал разработку эскизного проекта. Выполнять его, вероятно, будет Центр Хруничева

Роскосмос заказал разработку эскизного проекта многоразового космического носителя. На проектирование нового типа транспорта космическое агентство отводит два года и 250 млн рублей.

Разыгрываемый на тендере лот назван «многоразовая ракетно-космическая система первого этапа» (МРКС-1). По сути речь идет о создании универсальной возвращаемой первой ступени для различных космических кораблей, которая будет доставлять на опорную орбиту высотой 200 км от 7 до 60 т полезной нагрузки. На преодоление этих километров уходит большая часть энергии и топлива современных ракет-носителей. На опорной орбите многоразовый носитель будет отделяться и возвращаться на взлетно-посадочную полосу в автоматическом режиме.

Выведенный космический аппарат продолжит путь дальше либо самостоятельно (если целевой орбитой является низкая околоземная), либо полетит дальше от Земли на второй и третьей ступенях.

Идея создания транспортной системы наподобие МРКС-1 была сформулирована относительно давно — 10 лет назад «Космический центр Хруничева» представил концепцию во многом схожего проекта под названием «Байкал–Ангара». Его цель — создание ракетного ускорителя, отделяющегося от носителя, а затем автоматически возвращающегося в аэропорт базирования. Такой способ выведения, по мысли разработчиков, поможет решить проблему загрязнения Земли отработанными ступенями и позволит снизить стоимость выведения полезной нагрузки на орбиту на 25–50%.

Заместитель гендиректора «Центра Хруничева» Анатолий Кузин рассказал «Известиям», что предприятие будет участвовать в тендере Роскосмоса.

— Мы ведем тему достаточно давно, и проект разрабатывали в последние несколько лет в формате научно-исследовательской работы, — рассказал Кузин. — Надо понимать, что создание самого носителя лежит за 2020 годом, пока речь идет о разработке проекта. По нашему мнению, такая система выведения перспективна и экономически обоснована. Мы стремимся устранить недостатки предыдущих многоразовых космических кораблей — их тяжелую теплозащиту и высокую стоимость межполетного обслуживания.

По мнению научного руководителя Института космической политики Ивана Моисеева, вопрос создания многоразового космического корабля в ближайшие десятилетия не станет актуальным:

— Нет задач, под которые понадобится такая система, по крайней мере в этом веке. Сейчас многоразовые корабли нет смысла делать из-за слишком больших капитальных вложений для старта проекта, — говорит Моисеев. — Дали денег на исследования — и отлично, но до практического создания дело скорее всего не дойдет. Требуются огромные деньги под неизвестный продукт, который в конечном счете может не окупиться. Примером этому являются американские шаттлы. Они были бы окупаемы, стартуй они каждую неделю, и в нашем случае те же проблемы — ведь в техзадании от Роскосмоса речь идет всего о 20 запусках в год.
Генеральный конструктор РКК «Энергия» Виталий Лопота считает, что судьбу проекта решит экономическая составляющая.

— Многоразовые  ракеты, как и корабли, имеют смысл, если будут дешевыми. Услуги ракеты всегда стоили 20–30% от стоимости миссии в целом, — констатирует Лопота. — Сейчас мы делаем только перспективные компоненты ракет, но не перспективные носители для космических кораблей. Создание новой ракеты, конечно, актуально, если хотим летать в космос.

В документах к конкурсу содержится требование проработать варианты взлетов и посадок комплекса со всех имеющихся в распоряжении России космодромов: Плесецка, Байконура и проектируемого «Восточного».[/size]

ЦитироватьА Вы Ивана Моисеева прямо и спросите!

ЦитироватьВсё-таки я не понял: сколько ПУ должно быть на СК МРКС-1 - одна или две?

ЦитироватьProgress in Propulsion Physics 1 (2009) 481-494[/size]

MID-AIR RETRIEVAL TECHNOLOGY FOR RETURNING OF REUSABLE LAUNCH VEHICLES' BOOSTERS (http://www.eucass-proceedings.eu/index.php?option=com_article&access=standard&Itemid=129&url=/articles/eucass/abs/2009/01/eucass1p481/eucass1p481.html)
S.V. Antonenko and S.A. Belavskiy

The multilateral analysis of reusable launch vehicles (RLV) has been carried out by the authors' team within 8 years. The studies are based on the world experience and also on the large practical experience of Khrunichev Space Center in designing, production, and operation of aerospacecraft (including reentry one). The analysis results are monosemantic and are the following: The only one feasible principle for the nearest future is a mid-air retrieval (MAR), which will permit potentially the creation of the effective RLV. For practical realization of the results obtained, the authors in cooperation with M. L. Mil's Moscow Helicopter Plant (MHP) and "Parachute Design" Scientific Institute have developed the launch vehicles' booster MAR technology (including the structure and principles of main elements formation). The general conclusions of the mar technology are the following: (i) it can be realized with a minimal technical risk at the earliest time (2-3 years); (ii) it can be applied to the existing expendable launch vehicles (ELV) and can be easily adapted to different launch vehicles; (iii) it can be demonstrated at minimal costs and time; and (i

ЦитироватьДа, пожалуй... Если по-кистлеровски, то может получиться.

Между прочим, если два блока летят одновременно, то как тогда? Два Байкала могут сесть на одну полосу, а эти два? Одного бросить на Шаттл Стрип, а другого на Скид Стрип (если длины хватит)?

ЦитироватьОтдадут хруникам, будет вторая Ангара - по срокам, техническому уровню и результатам.

ЦитироватьСудя по конкурсной документации, система разрабатывается исключительно под будущий космодром «Восточный», а ее испытания пройдут на полигонах Капустин-Яр и Плесецк. О Байконуре речи нет – Россия арендует этот космодром у Казахстана до 2050 года.

ЦитироватьА если отдадут ЦСКБ и ГРЦ? :wink:

ЦитироватьА к МРКС Русь каким боком?
А вариант МРКС от ЦСКБ мы тут видели и он не айс.

ЦитироватьА вариант МРКС от ЦСКБ мы тут видели и он не айс.

Цитировать

ЦитироватьА к МРКС Русь каким боком?
А вариант МРКС от ЦСКБ мы тут видели и он не айс.

А освежить в памяти можно? (от ЦСКБ) :roll:

Цитировать

ЦитироватьА к МРКС Русь каким боком?
А вариант МРКС от ЦСКБ мы тут видели и он не айс.

А освежить в памяти можно? (от ЦСКБ) :roll:

ЦитироватьОчень похожие картинки:

(http://s07.radikal.ru/i180/1004/e9/b8bbde5dc788.jpg)

из презентации Роскосмоса к-ма Восточный и

(http://s41.radikal.ru/i093/1004/0f/4e90c6eda60b.jpg)

почти 1:1.

ЦитироватьМРКС от ЦСКБ.    
(http://i061.radikal.ru/1004/69/b29f68784b87.jpg)
(http://s005.radikal.ru/i212/1004/b7/cfa777d62658.jpg)

ЦитироватьСон разума.

ЦитироватьДата и место подведения итогов открытого конкурса: 16 декабря 2011 г. в 10 час. 00 мин.,
по адресу Заказчика.

Цитироватьиз извещения:

ЦитироватьДата и место подведения итогов открытого конкурса: 16 декабря 2011 г. в 10 час. 00 мин.,
по адресу Заказчика.

почему не слышу? :D

ЦитироватьГКНПЦ им. Хруничева выиграл конкурс на создание многоразовой ракетно-космической системы первого этапа (шифр: ОКР МРКС-1).

Как уже рассказывала «Газета.Ru», разработка эскизного проекта системы была оценена Роскосмосом в 250 млн рублей, срок выполнения проекта — до сентября 2013 года. Заявки на участие в конкурсе изначально подали три предприятия — ГРЦ Макеева (Миасс), ЦСКБ «Прогресс» (Самара) и ГКНПЦ им. Хруничева (Москва). Однако самарскому центру было отказано в участии, так как «заявка представлена с нарушением сроков выполнения контракта».

В понедельник стало известно, что конкурсная комиссия, рассмотрев заявки участников на заседании 16 декабря, отдала предпочтение Космическому центру им. Хруничева.

ЦитироватьА какой вариант предлагали хруничевцы? Керосиново-водородный, или метан-водородный?

ЦитироватьА какой вариант предлагали хруничевцы? Керосиново-водородный, или метан-водородный?

ЦитироватьТак байкальский опыт и будет использоваться в определённой мере. А проектирование в корзину - обычная практика не только у нас.

ЦитироватьНу вот, ещё одна головная боль. Интересно, кто и на чём МРКС делать будет? Кадры стареют и уходят. Опыт не передаётся, не кому. Оборудование в целом тоже новым назвать нельзя. Прожектёры хреновы :(

Цитировать(http://s005.radikal.ru/i212/1004/b7/cfa777d62658.jpg)

Цитироватьну как жеж. научились
(http://s017.radikal.ru/i410/1112/a2/ad7dbb8a734c.jpg)

ЦитироватьХоть бы картинки рисовать научились :cry:

ЦитироватьТак они и получили 250 лямов для эскизного проекта :) Будут 2 года эскизы рисовать :P

ЦитироватьТак они и получили 250 лямов для эскизного проекта :) Будут 2 года эскизы рисовать :P

Цитироватьты нарисуешь, а я уже, есс-но в кореле :P

Цитировать

ЦитироватьА какой вариант предлагали хруничевцы? Керосиново-водородный, или метан-водородный?

сорри, пока без подробностей.

ЦитироватьПока есть всё: водород, керосин и СПГ.

ЦитироватьКорел можно купить за 80 евро. Путём несложного мухляжа.

Цитировать3.2.2.3.12 В ходе эскизного проектирования должны быть обоснованы:
14 рациональная кратность применения ВРБ в составе МРКН и его основных составных частей;
15 состав маршевой двигательной установки ЖРД и тяга одного двигателя, уровни его форсирования и дросселирования;
16 тип и состав маршевой двигательной установки ВРД для возвращения и посадки ВРБ, тяга одного двигателя ВРД, уровни его форсирования и дросселирования.

Цитировать11 января 2012
Новая тема[/size]

Как уже сообщалось в СМИ, ГКНПЦ имени М.В. Хруничева 16 декабря 2011 года был признан победителем конкурса по теме «Создание многоразовой ракетно-космической системы первого этапа в части разработки эскизного проекта (МКРС-1)». ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» включено в состав соисполнителей данных работ.

Работы будут проводиться с декабря 2011 года по сентябрь 2013 года в рамках Федеральной космической программы.

Специалистам предприятия предстоит выполнить важный этап работ по определению концепции создания перспективного двигателя на компонентах топлива жидкий кислород и метан для новой многоразовой ракетно-космической системы.

Имеющийся многолетний задел проектно-конструкторских работ по метановой тематике позволяет предложить в рамках эскизного проекта эффективные технические решения, обеспечивающие наилучшие характеристики будущего двигателя.

Эскизное проектирование нового ЖРД предусматривает проведение целого комплекса расчетных, проектных и конструкторских исследований, проработки вопросов технологии изготовления и вопросов организации производства, методологии автономных испытаний и отработки двигателя в целом, что является оптимальной средой для поддержания творческого потенциала коллектива и воспитания молодых специалистов. [/size]

ЦитироватьТолько сейчас они будут наконец-то определять "концепцию создания перспективного двигателя"? А хрена она раньше делали???  :shock:
Попильщики...

Цитироватьто есть жидкий метан будет уже точно топливом или это все равно пока как альтернативный вариант (в ТЗ ведь три варианта описаны)? Просто из разговоров сложилось ощущение, что в реальные перспективы СПГ двигателя не то, чтобы не верят, но как-то не особенно это и нужно. А уж тем более для нижних ступеней (раз Энергомаш)

Цитировать

ЦитироватьТолько сейчас они будут наконец-то определять "концепцию создания перспективного двигателя"? А хрена она раньше делали???  :shock:
Попильщики...

И будут делать его для заведомо провальной "МРКС", а не для правильного варианта Руси.

Ну, вполне естественно, если понимать, что цель системы вовсе не в летании в космос, а в решении проблемы попила и - "чем бы занять ребятишек".

Цитировать

Цитироватьто есть жидкий метан будет уже точно топливом или это все равно пока как альтернативный вариант (в ТЗ ведь три варианта описаны)? Просто из разговоров сложилось ощущение, что в реальные перспективы СПГ двигателя не то, чтобы не верят, но как-то не особенно это и нужно. А уж тем более для нижних ступеней (раз Энергомаш)

Из разговоров с кем, из какой конторы?

ЦитироватьИнтересная тонкость:

Цитировать

ЦитироватьТак они и получили 250 лямов для эскизного проекта :) Будут 2 года эскизы рисовать :P

Увы, я не в проектном, до нас денюжка вряд ли успеет дойти.

Цитировать

ЦитироватьИнтересная тонкость:

Что же там интересного? :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИнтересная тонкость:

Что же там интересного? :roll:

Выделенное желтым.

Дмитрий, если можно, ткните в ссылку, где это обсуждалось на хорошем уровне, но достаточно популярно.

ЦитироватьОценка варианта развития семейства ракет-носителей с внедрением многоразовых ракетных блоков[/size]

И.А.Биркин

(ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр им. М.В.Хруничева»)

e-mail: birkini@mail.ru

В странах с развитой космической промышленностью изучаются перспективные варианты многоразовых средств выведения полезных грузов (ПГ) на околоземные орбиты. С учётом достигнутого уровня развития технологий в число наиболее привлекательных по соотношению показателей стоимости, реализуемости и целевой эффективности выдвигается концепция создания системы запуска на основе двухступенчатой ракеты-носителя (РН), оснащённой многоразовой первой ступенью и одноразовой второй ступенью.

В России накоплен значительный задел по данному направлению. Так, в 1990х годах был разработан проект крылатого ракетного блока "Байкал" для применения в составе РН типа "Ангара". Принимая во внимание географическое расположение российских космодромов, актуальность внедрения таких возвращаемых блоков усиливается из-за необходимости сокращения районов падения отделяющихся частей ракет.

В оцениваемой концепции построения и развития семейства перспективных РН на начальном этапе предусматривается создание одноразовых двухступенчатых РН «пакетной» схемы типа «Ангара», которые затем дополняются частично многоразовыми РН с ускорителями типа «Байкал».

В качестве ключевого мероприятия, компенсирующего снижение массы выводимого ПГ из-за утяжеления конструкции спасаемых блоков, предусматривается внедрение перелива топлива между ракетными ступенями в полёте. При запусках ПГ на высокоэнергетические орбиты совместно с РН предполагается использовать кислородно-водородный разгонный блок. Особенностью его работы является длительное первое включение маршевого двигателя для выполнения доразгона с выходом на опорную орбиту.

Оценка варианта семейства РН показала потенциально широкие возможности их использования, в том числе для запусков всех ПГ известных типов по государственным и коммерческим программам в размерности средств выведения среднего и тяжёлого классов.[/size]

ЦитироватьСИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЭКСПЛУАТАЦИЕЙ ВОЗВРАЩАЕМЫХ РАКЕТНЫХ БЛОКОВ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ПРИ МЕЖПОЛЕТНОМ ОБСЛУЖИВАНИИ[/size]
http://www.ihst.ru/~akm/36t12.htm
Серикова А.И.

(ФГУП ЦНИИмаш)

alla7371@ya.ru

Многоразовая ракета космического назначения (МРКН)   –  частично  многоразовой    средство   выведения   КА  нового поколения. МРКН включает в свой состав два возвращаемых ракетных блока (ВРБ) многоразового использования и одноразовую вторую ступень.

ВРБ представляет собой крылатый летательный аппарат, способный в автоматическом режиме совершать устойчивый, управляемый полет в широком диапазоне высот и скоростей при продолжительном крейсерском полете с воздушно реактивными двигательными установками и посадкой на взлетнопосадочную полосу заданного аэродрома.

Запуски МРКН планируется осуществлять с космодрома «Восточный». Исходя из этого при создании космодрома «Восточный» необходимо учитывать организацию межполетного обслуживания (МПО), как стадию цикла эксплуатации ВРБ, поскольку оно влияет на проектный облик самого космодрома и эффективность использования МРКН.

В обеспечение эффективной эксплуатации ВРБ при проведении МПО предполагается система управления этим процессом, которая позволит сформировать рекомендации по составу и расположению наземной космической инфраструктуры  необходимой для МПО.

Предметом доклада является основные принципы для формиро-вания системы управления эксплуатацией ВРБ при МПО, регламент (порядок) принятия решения о допуске  ВРБ к следующему запуску.

В настоящее время, когда проектно-конструкторские работы по созданию МРКН находятся на начальном этапе, особенно важно особенности организации МПО, исходя из проведенного анализа, уменьшить, по возможности, стоимость и срок обслуживания.

Цитироватьhttp://www.rg.ru/2012/01/25/bloki-anons.html
Россия разрабатывает проект носителей с многоразовыми ракетными блоками[/size]
(http://img.rg.ru/img/content/57/44/33/Bezimeni-7.jpg)
Российские ученые разрабатывают проект семейства ракет-носителей с многоразовым ракетным блоком, сообщает ИТАР-ТАСС.  Доклад на эту тему представил на 36-х Академических чтениях по космонавтике сотрудник Государственного космического научно- производственного центра (ГКНПЦ) им. Хруничева Игорь Биркин.

Он напомнил, что существуют многочисленные проекты многоразовых средств выведения космических аппаратов. В процессе создания проектов "Энергия-Буран" и "Спейс Шаттл" был создан огромный научно-технический задел в этой области. "Потенциальные преимущества многоразовых средств выведения вызывают все новые и новые проекты, - отметил ученый. - На современном этапе развития техники в число предпочтительных выдвинулась концепция частично многоразовой ракетной космической системы вертикального старта с многоразовыми возвращаемыми ракетными блоками первой ступени".

По его словам, в США сейчас по заказу ВВС развернуты работы по созданию перспективной ракеты, включающей крылатую первую ступень, которая после отделения от одноразовой второй ступени, совершает возврат (пилотную посадку) в районе старта. По оценкам экспертов, подобная программа выгодна с точки зрения сокращения затрат на обеспечение запусков и времени подготовки к нему.

"У нас имеется необходимый научно-технологический и конструкторский задел для реализации концепции", - заверил Биркин. "По результатам конкурса, который в том году провел Роскосмос, предпочтение было отдано варианту построения многоразовой ракетно-космической системы первого этапа (МРКС-1) в варианте, который предложил Центр им. Хруничева", - проинформировал он.

По его словам, семейство частично многоразовых ракет включает возвращаемый ракетный блок, и одноразовую вторую ступень. "На предыдущих этапах работ Центр им. Хруничева определил облик, необходимые научно-технические решения, в том числе, состав демонстраторов МРКС для наземной и летной отработки", - рассказал Биркин.

"Системный демонстратор, предназначенный для комплексной отработки на земле и в полете всех основных ключевых элементов системы возвращаемого ракетного блока, предлагается создавать на основе задела по одноразовому ускорителю ракет семейства "Ангара" и задела по многоразовому ускорителю "Байкал", - уточнил он.

Для увеличения энергетических характеристик ракеты ученый предлагает использовать метод перелива компонентов топлива между ступенями ракеты. "Его суть заключается в том, что на участке совместного полета первой и второй ступени, из блока нижней ступени топливо переливается в центральный блок. В результате верхняя ступень полностью заправлена, а первая ступень ускоренно вырабатывает свое топливо, быстрее отделяется, за счет этого снижаются энергозатраты", - пояснил он.

По словам Биркина, кратность использования ракет-носителей - 25 полетов, а в перспективе до 200. "Семейство таких носителей сможет выводить на орбиту практически все обозримые полезные нагрузки", - отмечает ученый. Он также не исключает возможность запуска с помощью данных ракет перспективных аппаратов системы ГЛОНАСС.


Опубликовано на сайте "Российской Газеты" 25 января 2012 г.

ЦитироватьКакой может быть перелив топлива между ступенями, когда топливо  ВРБ базового варианта МРКС  метан, а на 2-я ступени - водород :roll:

ЦитироватьЕжели обе ступени на метане то Мст=1300 тн, Мпн=35 тн. это без перелива. Интересно, какая Мст будет с переливом?

Цитировать

ЦитироватьКакой может быть перелив топлива между ступенями, когда топливо  ВРБ базового варианта МРКС  метан, а на 2-я ступени - водород :roll:

"Элементарно, Ватсон!". На ВРБ вводится бак ЖВ. И, потом, я думаю, базовый вариант будет без водороджа на 2-й ступени. А если будет водород, перелив - по энергетике -  нафиг не нужен.

ЦитироватьОн также не исключает возможность запуска с помощью данных ракет перспективных аппаратов системы ГЛОНАСС.

ЦитироватьИ ставится на ВРБ трехкомпонентный РД704М ;)

ЦитироватьВариант 2: перелив только ЖК.

ЦитироватьВариант 3: на ВРБ не ставится брак ЖВ, но ставится трехкомпонентный двигатель. Водород берется со второй ступени.

ЦитироватьТ.е. сами создаем себе трудности, а потом их героически преодолеваем :)

ЦитироватьЯ чё-т не понял :) Судя по этим плакатам, у нынешней Ангары-5 ПН всего 20,8 т, чтоли?  :D

ЦитироватьЯ чё-т не понял :) Судя по этим плакатам, у нынешней Ангары-5 ПН всего 20,8 т, чтоли?  :D

ЦитироватьНу, пока никто ничего еще не создал :roll:

ЦитироватьЯ чё-т не понял :) Судя по этим плакатам, у нынешней Ангары-5 ПН всего 20,8 т, чтоли?  :D

Цитировать

ЦитироватьЯ чё-т не понял :) Судя по этим плакатам, у нынешней Ангары-5 ПН всего 20,8 т, чтоли?  :D

Зато на ГПО 9т и на ГСО 5т. :P  :lol:

ЦитироватьВВС США выбрали компанию "Боинг" для реализации программы наземных и летных демонстрационных испытаний многоразовой ракеты-носителя (РН) RBS (Reusable Booster System).
Как сообщила "Боинг", пока от ВВС получен первый контракт в сумме 2 млн дол. Однако суммарная стоимость 5-летнего контракта с неоговоренным сроком поставки и количеством поставляемых изделий составляет 250 млн дол.
Научно-исследовательская лаборатория ВВС США AFRL (Air Force Research Laboratory), а также Центр космических и ракетных систем ВВС США ведут разработку РН следующего поколения. Эта ракета будет иметь значительно более высокие технико-эксплуатационных характеристики по сравнению с одноразовыми ракетами-носителями современного поколения.
Первоначальный контракт предусматривает запуск в 2015 г. демонстрационного аппарата "Пасфайндер" (Pathfinder), имитирующего многоразовую РН RBS. Это инновационный многоразовый крылатый аппарат с ракетными двигателями, который сможет продемонстрировать концепцию перспективной РН, возможность автономного разворота на траектории и возвращения на стартовый и посадочный комплекс (СПК) первой ступени после отделения верхней ступени, позволит оценить технические требования к системе для дальнейшего уточнения предлагаемой концепции RBS.
Возвращение на СПК первой ступени будет производиться с применением инновационного метода, названного "рокет-бэк" (rocket-back), с помощью которого можно будет управлять энергией РН и траекторией ее полета.
Конструкция "Пасфайндера" позволит совершить горизонтальную посадку на специальную посадочную полосу.
Наряду с "Боингом" ВВС США также выбрали компанию "Эндрюс спейс" (Andrews Space, Inc.) и "Локхид Мартин". Каждая из трех компаний получит по 250 млн дол на программу летных и наземных экспериментов по концепции многоразовой ракеты-носителя RBS-FGE (Reusable Booster System Flight and Ground Experiments), которая будет иметь автономную многоразовую первую ступень с ракетными двигателями и одноразовую верхнюю ступень. Концепция этой РН предусматривает вертикальный старт и горизонтальную посадку крылатой многоразовой первой ступени в районе СПК.

Цитироватьhttp://www.arms-tass.su/?page=article&aid=101623&cid=125

ЦитироватьВВС США выбрали компанию "Боинг" для реализации программы наземных и летных демонстрационных испытаний многоразовой ракеты-носителя (РН) RBS (Reusable Booster System).
Как сообщила "Боинг", пока от ВВС получен первый контракт в сумме 2 млн дол. Однако суммарная стоимость 5-летнего контракта с неоговоренным сроком поставки и количеством поставляемых изделий составляет 250 млн дол.
Научно-исследовательская лаборатория ВВС США AFRL (Air Force Research Laboratory), а также Центр космических и ракетных систем ВВС США ведут разработку РН следующего поколения. Эта ракета будет иметь значительно более высокие технико-эксплуатационных характеристики по сравнению с одноразовыми ракетами-носителями современного поколения.
Первоначальный контракт предусматривает запуск в 2015 г. демонстрационного аппарата "Пасфайндер" (Pathfinder), имитирующего многоразовую РН RBS. Это инновационный многоразовый крылатый аппарат с ракетными двигателями, который сможет продемонстрировать концепцию перспективной РН, возможность автономного разворота на траектории и возвращения на стартовый и посадочный комплекс (СПК) первой ступени после отделения верхней ступени, позволит оценить технические требования к системе для дальнейшего уточнения предлагаемой концепции RBS.
Возвращение на СПК первой ступени будет производиться с применением инновационного метода, названного "рокет-бэк" (rocket-back), с помощью которого можно будет управлять энергией РН и траекторией ее полета.
Конструкция "Пасфайндера" позволит совершить горизонтальную посадку на специальную посадочную полосу.
Наряду с "Боингом" ВВС США также выбрали компанию "Эндрюс спейс" (Andrews Space, Inc.) и "Локхид Мартин". Каждая из трех компаний получит по 250 млн дол на программу летных и наземных экспериментов по концепции многоразовой ракеты-носителя RBS-FGE (Reusable Booster System Flight and Ground Experiments), которая будет иметь автономную многоразовую первую ступень с ракетными двигателями и одноразовую верхнюю ступень. Концепция этой РН предусматривает вертикальный старт и горизонтальную посадку крылатой многоразовой первой ступени в районе СПК.

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/22459.jpg)

Собственно с компоновкой можно поспорить, и с самой идеей делать бак возвращаемым. По моему там лучше бы смотрелся центральный бак с топливом без движков, одноразовый естественно. Но в целом неплохо.

Цитировать

ЦитироватьСобственно с компоновкой можно поспорить, и с самой идеей делать бак возвращаемым. По моему там лучше бы смотрелся центральный бак с топливом без движков, одноразовый естественно. Но в целом неплохо.

Вы не сделаете этот бак дешевле, чем за десяток миллионов долларов, а может и за несколько десятков.
 Это не ёмкость для воды.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСобственно с компоновкой можно поспорить, и с самой идеей делать бак возвращаемым. По моему там лучше бы смотрелся центральный бак с топливом без движков, одноразовый естественно. Но в целом неплохо.

Вы не сделаете этот бак дешевле, чем за десяток миллионов долларов, а может и за несколько десятков.
 Это не ёмкость для воды.

Неужели всё так плохо? Вики дает стоимость изготовления всего союза, 20 млн долларов.

ЦитироватьМежду прочим, концепции у всех 3-х конкурсантов настолько похожи, что российские журналисты путают их. И совсем не похоже на МРКС.

Цитировать

ЦитироватьМежду прочим, концепции у всех 3-х конкурсантов настолько похожи, что российские журналисты путают их. И совсем не похоже на МРКС.

Ссылочки!

Цитировать

ЦитироватьСсылочки!

Выше Лев специально для вас привел. Статья обсуждает Боинг а фотография Локхида.

ЦитироватьМежду прочим, концепции у всех 3-х конкурсантов настолько похожи, что российские журналисты путают их. И совсем не похоже на МРКС.

Цитироватьhttp://forum.nasaspaceflight.com/index.php?action=dlattach;topic=26995.0;attach=332784

ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ПРОЕКТЫ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИХ
И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ ................................................................................................3

Цитировать

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17713.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310209/)

- перефотографировал все страницы - http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/310209?page=0

Собрал в djvu (http://narod.ru/disk/47510674001.99c1d75fae453045e38e6cd04e5a87a6/%D0%90%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B0%20%D0%B8%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%BE%D0%BB%D0%BE%D0%B3%D0%B8%D1%8F%20%25161%202010.djvu.html) (1,3МБ)

Цитировать

ЦитироватьПЕРСПЕКТИВНЫЕ ПРОЕКТЫ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИХ
И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ ................................................................................................3

За ссылку огромное СПАСИБО!

ЦитироватьАльтернативный скан журнала:
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 01.pdf.html (http://narod.ru/disk/47573252001.9f41e225449d0b00b79b90405fb76e8b/%D0%90%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B0%20%D0%B8%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%BE%D0%BB%D0%BE%D0%B3%D0%B8%D1%8F%202010%20%E2%84%96%2001.pdf.html)
(http://s40.radikal.ru/i088/1104/bd/de2ff14d4075.jpg)

ЦитироватьВ принципе представляет интерес вопрос - при каких условиях станет интересна разработка МРКС (именно разработка!)

Цитировать

ЦитироватьВ принципе представляет интерес вопрос - при каких условиях станет интересна разработка МРКС (именно разработка!)

Смотря кому? Разработчику - интересна всегда, налогоплательщику - иногда.

ЦитироватьАвтор ссылки в pdf:

ЦитироватьАльтернативный скан журнала:
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 01
(http://s40.radikal.ru/i088/1104/bd/de2ff14d4075.jpg)
скачать pdf 7.81MB (http://letitbit.net/download/82699.89f072fb1e75f9b4fcfea31a9633/Aviakosmicheskaya_tehnika_i_tehnologiya_2010___01.rar.html)

ЦитироватьПытался скачать увы кроме кучи низкопробной рекламы больше нечего не получил :( может я что то не то делаю? Блин у того же Яндекса есть новый сервис Яндекс -диск без всякой рекламы, вот пример - http://clck.ru/10Evl

Цитировать(http://s54.radikal.ru/i144/1110/e3/d61285447a78.jpg)

ЦитироватьАвиакосмическая техника и технология 2010 № 02
(http://s001.radikal.ru/i194/1104/8b/fe94e6471e66.jpg)
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 02.pdf.html (http://narod.ru/disk/47666045001.49afd2bd096dd925fa0f423c28387f52/%D0%90%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B0%20%D0%B8%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%BE%D0%BB%D0%BE%D0%B3%D0%B8%D1%8F%202010%20%E2%84%96%2002.pdf.html)

ЦитироватьВ блогу В.Меилицева, Апрел 2012, ест немножко информацйи про МРКН.

я знаю что централны блок будет имет один двигател. В етои информацйи видем что будут 2 РД - 0120. Наверно ошыбка ?

http://bwana.ru/?p=6125

Цитировать

Цитироватьhttp://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59
Двигатель РД0162 СД предназначен для проведения летной отработки системного демонстратора возвращаемого ракетного блока (первой многоразовой ступени) ракетно-космического комплекса МРКС-1. Двигатель РД0162СД планируется также использовать в составе маршевой двигательной установки новой малогабаритной космической ракеты.

Внимание вопрос - новая малогабаритная космическая РН тоже будет включать многоразовую
ступень (наподобие "кузнечика" Маска)?  Иначе какой смысл ставить многоразовый маршевый двигатель на одноразовую РН?

ЦитироватьВидимо будут делать что-то вроде байкала, но с четырьмя РД-0162СД вместо одного РД-191.

ЦитироватьНосители как МРКН будут нужне дла космонавтики как воздух дла человека.

ЦитироватьЛадно, чёрт с ней, европейской.

Цитировать(http://s54.radikal.ru/i144/1110/e3/d61285447a78.jpg)

ЦитироватьВодородный двигатель собираются выкидывать, а метановые возвращать.

ЦитироватьВодородный двигатель собираются выкидывать, а метановые возвращать.

ЦитироватьЭта штуковина будет дороже обычной ракеты. :)

Цитировать

ЦитироватьВодородный двигатель собираются выкидывать, а метановые возвращать.

В таком случае Мо=1300 т, Мпн=32,3 тн. Если водородная 2я ступень: Мо=969 тн, Мпн=35 тн. В случае использования метана на 2-й ст. её надо выполнить в диаметре водородной ст. (5 м) при появлении водородного двигателя.  :roll: Опять проблема перевозки крупногабаритной ступени с запада на восток  :wink:  Придётся строить завод на востоке :roll:

Цитировать

ЦитироватьВодородный двигатель собираются выкидывать, а метановые возвращать.

Предлагаете сделать первую ступень водородной, а вторую метановой? :wink:

Цитировать

ЦитироватьЭта штуковина будет дороже обычной ракеты. :)

Вы считаете, что многоразовая ракета может стоить дешевле одноразовой?

ЦитироватьУ этой штуковины две ступени, вторая выходит на опорную орбиту, - космодром можно строить хоть в Подмосковье. :)

ЦитироватьШаттл был дешевле обычной ракеты такой же массы.

Цитировать

ЦитироватьУ этой штуковины две ступени, вторая выходит на опорную орбиту, - космодром можно строить хоть в Подмосковье. :)

запланировано на Восточном :wink: да ещё после аж 2030 года
 :?  Что, к тому времени водородный ЖРД не разработают? Или готовят пути отхода?

Цитировать

ЦитироватьШаттл был дешевле обычной ракеты такой же массы.

Вы же вроде бы не пьёте? :wink:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьУ этой штуковины две ступени, вторая выходит на опорную орбиту, - космодром можно строить хоть в Подмосковье. :)

запланировано на Восточном :wink: да ещё после аж 2030 года
 :?  Что, к тому времени водородный ЖРД не разработают? Или готовят пути отхода?

Метановый ЖРД не разработают, - это прежде всего. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьШаттл был дешевле обычной ракеты такой же массы.

Вы же вроде бы не пьёте? :wink:

Приведите пример ракеты стартовой массой более 2000 тонн, которая была бы дешевле Шаттла.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьШаттл был дешевле обычной ракеты такой же массы.

Вы же вроде бы не пьёте? :wink:

Приведите пример ракеты стартовой массой более 2000 тонн, которая была бы дешевле Шаттла.

Н-1. :wink:

ЦитироватьНужно сравнивать равнозначную статистику. :wink:

Впрочем я поторопился: Спэйс шаттл нужно сравнивать по ПН и стоимости с Протоном.

Цитировать

ЦитироватьНужно сравнивать равнозначную статистику. :wink:

Впрочем я поторопился: Спэйс шаттл нужно сравнивать по ПН и стоимости с Протоном.

Да-да, и по количеству членов экипажа тоже. :)

ЦитироватьНужно сравнивать равнозначную статистику. :wink:

Впрочем я поторопился: Спэйс шаттл нужно сравнивать по ПН и стоимости с Протоном.

ЦитироватьА для доставки грузов на орбиту нужен экипаж? :wink:

ЦитироватьСравниват Шаттел до других носители не так просто, две разные сыстемы. А если то :

стоимост Шаттла             35 000 $/кг
стоимост Протона           15 000$/кг

А стоимост МРКН будет мнейша от Ангары.

ЦитироватьПо данным исследований Стенфордского института (Space Systems of Engineering, ENGR 235A, Winter 1999, Prof. Bruce Lusignan, p.27) США, стоимость вывода на низкую околоземную орбиту 1 кг полезного груза составляет:

Цитировать

ЦитироватьНужно сравнивать равнозначную статистику. :wink:

Впрочем я поторопился: Спэйс шаттл нужно сравнивать по ПН и стоимости с Протоном.

Сравниват Шаттел до других носители не так просто, две разные сыстемы. А если то :

стоимост Шаттла             35 000 $/кг
стоимост Протона           15 000$/кг

А стоимост МРКН будет мнейша от Ангары.

ЦитироватьВобще узнац правилну стоимост то очен тяжоло. Про Протон и Ариане у меня ест инфо от  ILS.

А ест у Вас тоже  информаця сколко стоит старт ?

ЦитироватьСемь-восемь лет назад, перед гибелью «Колумбии», бюджет НАСА находился на уровне около 15,5 млрд долл. в год, из которых на все направления космической науки полагалось 4,0 млрд, на исследование Земли как планеты — около 1,6 млрд и на научную программу Международной космической станции (МКС) -почти 1 млрд. Эксплуатация системы Space Shuttle обходилась примерно в 4 млрд, и еще 1,7 млрд уходило на строительство и содержание МКС. На перспективные НИР и ОКР отпускалось примерно 1,6 млрд. Остальные средства шли на обеспечение космических миссий, на работы в области авиации и на образовательные программы.

Цитировать

ЦитироватьВобще узнац правилну стоимост то очен тяжоло. Про Протон и Ариане у меня ест инфо от  ILS.

А ест у Вас тоже  информаця сколко стоит старт ?

ЦитироватьСемь-восемь лет назад, перед гибелью «Колумбии», бюджет НАСА находился на уровне около 15,5 млрд долл. в год, из которых на все направления космической науки полагалось 4,0 млрд, на исследование Земли как планеты — около 1,6 млрд и на научную программу Международной космической станции (МКС) -почти 1 млрд. Эксплуатация системы Space Shuttle обходилась примерно в 4 млрд, и еще 1,7 млрд уходило на строительство и содержание МКС. На перспективные НИР и ОКР отпускалось примерно 1,6 млрд. Остальные средства шли на обеспечение космических миссий, на работы в области авиации и на образовательные программы.

3-5 запусков в год. Делим, получаем стоимость запуска 1 млрд. $, в долларах примерно 2000-го года.

По другим у меня нет данных.

ЦитироватьА для доставки грузов на орбиту нужен экипаж? :wink:

ЦитироватьА по спосабности полгода быть в космосе сравнивать будем или нет?
Собсно тот факт что для вывода в космос 20 тонн Шаттлу нужен обязательно еще в нагрузку экипаж а Протону или Ариану или Дельте не нужен - серьезный довод против концепции Шаттла.

Цитировать

ЦитироватьА по спосабности полгода быть в космосе сравнивать будем или нет?
Собсно тот факт что для вывода в космос 20 тонн Шаттлу нужен обязательно еще в нагрузку экипаж а Протону или Ариану или Дельте не нужен - серьезный довод против концепции Шаттла.

Будем сравнивать.

 Корабль Союз не может находиться в космосе полгода имея на борту экипаж.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА по спосабности полгода быть в космосе сравнивать будем или нет?
Собсно тот факт что для вывода в космос 20 тонн Шаттлу нужен обязательно еще в нагрузку экипаж а Протону или Ариану или Дельте не нужен - серьезный довод против концепции Шаттла.

Будем сравнивать.

 Корабль Союз не может находиться в космосе полгода имея на борту экипаж.

В составе ОС. Шаттл - не мог.

ЦитироватьПо данным исследований Стенфордского института  (Space Systems of Engineering, ENGR 235A, Winter 1999, Prof. Bruce Lusignan, p.27) США, стоимость вывода на низкую околоземную орбиту 1 кг полезного груза составляет:

РН "Протон" – 3,250$/кг
"Space Shuttle" - более 42,553$/кг
РН "Сатурн-5" – 11,273$/кг
РН "Энергия" – 1,250$/кг[/size]

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА по спосабности полгода быть в космосе сравнивать будем или нет?
Собсно тот факт что для вывода в космос 20 тонн Шаттлу нужен обязательно еще в нагрузку экипаж а Протону или Ариану или Дельте не нужен - серьезный довод против концепции Шаттла.

Будем сравнивать.

 Корабль Союз не может находиться в космосе полгода имея на борту экипаж.

В составе ОС. Шаттл - не мог.

Шаттл не должен был находиться в составе орбитальной станции, - выполнил миссию и сел.
 Шаттл сам "орбитальная станция" в смысле возможностей. :)

ЦитироватьДвухнедельная орбитальная станция - да конечно.
А Протон - многолетняя орбитальная станция.

Цитировать

ЦитироватьДвухнедельная орбитальная станция - да конечно.
А Протон - многолетняя орбитальная станция.

LG, вот так, "по-честному" скажите, зачем нужна "многолетняя орбитальная станция" кроме исследования физиологии человека в невесомости?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДвухнедельная орбитальная станция - да конечно.
А Протон - многолетняя орбитальная станция.

LG, вот так, "по-честному" скажите, зачем нужна "многолетняя орбитальная станция" кроме исследования физиологии человека в невесомости?

Я так понял что вопрос "Что мог и не мог Шаттл в сравнении с Протоном и Арианом" стал понятен? :D

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДвухнедельная орбитальная станция - да конечно.
А Протон - многолетняя орбитальная станция.

LG, вот так, "по-честному" скажите, зачем нужна "многолетняя орбитальная станция" кроме исследования физиологии человека в невесомости?

Я так понял что вопрос "Что мог и не мог Шаттл в сравнении с Протоном и Арианом" стал понятен? :D

При чём тут "мог или не мог", это была ракета которая выводила на орбиту 100-тонный универсальный корабль.
 Все одноразовые ракеты такой размерности были дороже.

 Я не собираюсь обсуждать вопрос "зачем было выводить на орбиту Шаттл", это было одной из целей программы.

ЦитироватьЧто и требовалось - нет никаких доводов в пользу того что Шаттл был эффективнее одноразовых РН.
А то что 100-тонный корабль нужен был только для того чтоб вывести в космос самого себя и еще 20 тонн ПН которую можно было вывести и без него - еще один довод против концепции Шаттла

Цитировать

ЦитироватьЧто и требовалось - нет никаких доводов в пользу того что Шаттл был эффективнее одноразовых РН.
А то что 100-тонный корабль нужен был только для того чтоб вывести в космос самого себя и еще 20 тонн ПН которую можно было вывести и без него - еще один довод против концепции Шаттла

Напишите в ЦНИИМаш что МРКС это чепуха. ;)

 Разумеется, многоразовые ракеты менее эффективны, чем ракеты вроде ракет "Союз" и "Протон", которые разрабатывались как МБР и потом использовались десятилетиями. ;)

ЦитироватьНИИМАШевская концепция МРКС не имеет никакого отношения к концепции Шаттла.

Цитировать

ЦитироватьНИИМАШевская концепция МРКС не имеет никакого отношения к концепции Шаттла.

Выше было высказано предположение, что многоразовая ракета вообще дороже одноразовой. :)

 Вы считаете, что если бы Шаттл каждый раз делали заново, он был бы дешевле? :)

ЦитироватьЕсли бы Шаттл каждый раз делали заново - получился бы Протон или Ариан.

Цитировать

ЦитироватьЕсли бы Шаттл каждый раз делали заново - получился бы Протон или Ариан.

Я и про корабль тоже говорю. :)

Цитировать

ЦитироватьА для доставки грузов на орбиту нужен экипаж? :wink:

Тогда пересчитайте ракету Союз + корабль Союз на полезную нагрузку не считая корабля. ;)

ЦитироватьКорабль Союз не может находиться в космосе полгода имея на борту экипаж.

ЦитироватьПри чём тут "мог или не мог", это была ракета которая выводила на орбиту 100-тонный универсальный корабль.
 Все одноразовые ракеты такой размерности были дороже.

 Я не собираюсь обсуждать вопрос "зачем было выводить на орбиту Шаттл", это было одной из целей программы.

Цитировать

ЦитироватьДвухнедельная орбитальная станция - да конечно.
А Протон - многолетняя орбитальная станция.

LG, вот так, "по-честному" скажите, зачем нужна "многолетняя орбитальная станция" кроме исследования физиологии человека в невесомости?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА для доставки грузов на орбиту нужен экипаж? :wink:

Тогда пересчитайте ракету Союз + корабль Союз на полезную нагрузку не считая корабля. ;)

Вам шашечки, или ездить?

Когда в последний раз вывели спутник связи шаттлом?
И видимо из-за его дешевизны прекратили использование в коммерческих целях, чтобы не подвергать себя риску антидемпинговых расследований?  :wink:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЕсли бы Шаттл каждый раз делали заново - получился бы Протон или Ариан.

Я и про корабль тоже говорю. :)

А Протон и Ариан сами себе корабль - им не нужен экипаж чтоб доставить ПН куда надо.

ЦитироватьДавайте поговорим за технику :wink: Что, у проектантов  действительно произошёл крен в сторону метановой 2-й ступени :roll: Или это только чьи то домыслы :?:

ЦитироватьСколько будет стоить пуск и стыковка 20 тонного блока МКС?
Это полезный груз шаттла. :wink:

ЦитироватьНачиная с 1995 года Европейское космическое агентство израсходовало около 1,9 миллиардов долларов на проектирование и создание первого грузового корабля и наземного оборудования для слежения и управления АГК. Стоимость АГК составляет порядка 304 млн долларов, а полные затраты на полёт одного грузовика составляют около 532 млн долларов.

ЦитироватьСколько будет стоить пуск и стыковка 20 тонного блока МКС?
Это полезный груз шаттла. :wink:

Цитировать

ЦитироватьСколько будет стоить пуск и стыковка 20 тонного блока МКС?
Это полезный груз шаттла. :wink:

Наверно где то 35 % дешевлей от Ангары !

ЦитироватьНа чужой кровать рта не разевать!..[/size]

ЦитироватьДавайте поговорим за технику :wink: Что, у проектантов  действительно произошёл крен в сторону метановой 2-й ступени :roll: Или это только чьи то домыслы :?:

ЦитироватьА водородную вторую ступень, имеет смысл делать только в многоразовом варианте.

Цитировать

ЦитироватьА водородную вторую ступень, имеет смысл делать только в многоразовом варианте.

Ага, т.е. сделать ступень которая с первой космической сядет на землю, при этом будет надежена, с нормальным весовым совершенством... Вам самому не смешно?

Цитировать

ЦитироватьДавайте поговорим за технику :wink: Что, у проектантов  действительно произошёл крен в сторону метановой 2-й ступени :roll: Или это только чьи то домыслы :?:

Ну, раз уникальные свойства метана вынуждают делать первую ступень на нем, то вторую придется делать на метане, благодаря преимуществам перелива. А водородную вторую ступень, имеет смысл делать только в многоразовом варианте. Большой объем ступени позволит отказаться от тяжелой теплозащиты. Это если верить проекту Skylon, температура их водородного самолетика не должна превышать 1100 С. Именно благодаря большому объему и малому весу с пустыми баками.

ЦитироватьАга, т.е. сделать ступень которая с первой космической сядет на землю, при этом будет надежена, с нормальным весовым совершенством... Вам самому не смешно?

ЦитироватьНет у метана никаких "уникальных свойств, которые вынуждают".

 Метановая ступень это способ создать полнейший мыльный пузырь.

Цитировать

ЦитироватьДавайте поговорим за технику :wink: Что, у проектантов  действительно произошёл крен в сторону метановой 2-й ступени :roll: Или это только чьи то домыслы :?:

Ну, раз уникальные свойства метана вынуждают делать первую ступень на нем, то вторую придется делать на метане, благодаря преимуществам перелива. А водородную вторую ступень, имеет смысл делать только в многоразовом варианте. Большой объем ступени позволит отказаться от тяжелой теплозащиты. Это если верить проекту Skylon, температура их водородного самолетика не должна превышать 1100 K. Именно благодаря большому объему и малому весу с пустыми баками.

Цитировать

ЦитироватьНет у метана никаких "уникальных свойств, которые вынуждают".

 Метановая ступень это способ создать полнейший мыльный пузырь.

Какие еще варианты для многоразовых первых ступеней?

Цитировать

ЦитироватьАга, т.е. сделать ступень которая с первой космической сядет на землю, при этом будет надежена, с нормальным весовым совершенством... Вам самому не смешно?

Я ошибся - у Скайлона температура всего 1100 К, а не Цельсий. А ведь это не пустой бак, там холодильники всякие, компрессор, это помимо ЖРД. Скорость у него такая же, ведь он рассчитан и на орбитальные полеты.
Вобщем и для ступени все реально, но в будущем.  :)

ЦитироватьЧто, ещё и с переливом? :roll:  :roll:

ЦитироватьДве ступени, обе на водороде с одинаковыми двигателями, за исключением, возможно, высотного сопла.

ЦитироватьЭто случайно не температура поверхности на участке разгона?

Цитировать

ЦитироватьДве ступени, обе на водороде с одинаковыми двигателями, за исключением, возможно, высотного сопла.

Наверное это не наш вариант, это для зеленых европейцев )

Цитировать

ЦитироватьЭто случайно не температура поверхности на участке разгона?

Нет это про баллистическое торможение об атмосферу. При разгоне должно быть гораздо меньше и только в лоб.

ЦитироватьМне кажется, что разработчики склоняются именно к этому варианту. Так проще по многим параметрам.

ЦитироватьА чисто керосиновый вариант не проще вообще по всем параметрам? :)

Цитировать

ЦитироватьА чисто керосиновый вариант не проще вообще по всем параметрам? :)

От сажи и коксика как чистить будете?

Цитировать

ЦитироватьА чисто керосиновый вариант не проще вообще по всем параметрам? :)

От сажи и коксика как чистить будете?

ЦитироватьКеросин вообще не рассматривается.  :wink:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА чисто керосиновый вариант не проще вообще по всем параметрам? :)

От сажи и коксика как чистить будете?

Карбонизация есть и при использовании метана, а учитывая, что реальных метановых двигателей просто не было, проще почистить керосиновый.

ЦитироватьКарбонизация жидкого метана? ссылкой не поделитесь? :wink:

ЦитироватьА метановые двигатели замкнутой схемы уже есть и сажеобразования там не отмечено.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА чисто керосиновый вариант не проще вообще по всем параметрам? :)

От сажи и коксика как чистить будете?

Карбонизация есть и при использовании метана, а учитывая, что реальных метановых двигателей просто не было, проще почистить керосиновый.

Карбонизация жидкого метана? ссылкой не поделитесь? :wink:

А метановые двигатели замкнутой схемы уже есть и сажеобразования там не отмечено.

ЦитироватьТретий вариант. Приступить к созданию и использованию кислородно-метанового ЖРД. Новое горючее обладает в рассматриваемом аспекте рядом важных преимуществ перед керосином при сохранении широкой сырьевой базы и дешевизны. К их числу относятся:

- возможность создания замкнутой схемы жидкостного ракетного двигателя с восстановительным газогенератором;

- более высокие энергетические характеристики ракет (на 5 - 10% большая масса полезного груза при одинаковой массе ракеты);

- более высокая экологическая чистота продуктов сгорания и компонентов, не образующих при аварийных проливах взрывоопасных оксиликвитов, которые могут возникнуть в топливе "керосин-кислород";

- существенное упрощение технологии "очистки" конструкции ЖРД (и ракетного блока) после огневого контрольного технологического испытания, а, возможно, и полное ее исключение из-за криогенности (самоиспаряемости) обоих компонентов топлива; это преимущество следует считать решающим при переходе в будущем на использование многоразовых транспортных систем;

- лучшие охлаждающие свойства метана;

- более низкую стоимость метана (втрое меньше чем у керосина).

Недостатками метана как горючего являются:

- возможность сажеобразования; [/size]
- криогенность жидкого метана (потребуется создание систем захолаживания, ожижительных установок);

- меньшая плотность метана, что обусловит некоторое увеличение массы конструкции ЖРД, которое компенсируется его более высоким удельным импульсом;

- большая взрывоопасность метана (потребуется введение дополнительных мер контроля среды);

- необходимость высокой степени очистки метана, в зависимости от используемого месторождения;

- приспособление имеющейся инфраструктуры, средств транспортировки и хранения криогенных компонентов топлива под метан, не исключая создание вновь некоторых элементов и арматуры.

На основании анализа опубликованных данных [3-5] можно сделать вывод о том, что, учитывая неизбежность в ближайшем будущем перехода к созданию и использованию многоразовых ракет-носителей, комплексное решение проблем их безопасности, надежности и многоразовости наиболее полно может обеспечить только использование кислородно-метановых жидкостных ракетных двигателей любой схемы, кроме закрытой с окислительным газогенератором. Созданный на этой основе ЖРД будет отвечать практически всем вышеуказанным требованиям, предъявляемым к двигателям XXI в.
http://www.dissercat.com/content/matematicheskoe-modelirovanie-i-eksperimentalnoe-issledovanie-kharakteristik-kamery-sgoraniy

ЦитироватьНазвание диссертации Вы специально не привели? :wink:
Может тогда бы и красные буковки не понадобились?
Если Вы не заметили, сей опус посвящён метановым РДМТ.

C5.86 на длительность 1000 с прожигали уже два раза. Причём один и тот же экземпляр. Сажеобразования не обнаружено. :roll:

Цитировать

ЦитироватьА чисто керосиновый вариант не проще вообще по всем параметрам? :)

От сажи и коксика как чистить будете?

Цитировать

ЦитироватьНазвание диссертации Вы специально не привели? :wink:
Может тогда бы и красные буковки не понадобились?
Если Вы не заметили, сей опус посвящён метановым РДМТ.

C5.86 на длительность 1000 с прожигали уже два раза. Причём один и тот же экземпляр. Сажеобразования не обнаружено. :roll:

НК-33 тоже прожигали на 1000 секунд, если не ошибаюсь, вообще все двигатели предварительно прожигают, и они потом работают.

 Нет никакой проблемы многоразовости ЖРД, они и так практически многоразовые в теперешнем исполнении.

Цитировать

ЦитироватьКарбонизация жидкого метана? ссылкой не поделитесь? :wink:

Чем вам мешает то, что он жидкий, это хорошо, что он жидкий, - плотность больше.
 Метан охлаждает части двигателя с высокой температурой.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКарбонизация жидкого метана? ссылкой не поделитесь? :wink:

Чем вам мешает то, что он жидкий, это хорошо, что он жидкий, - плотность больше.
 Метан охлаждает части двигателя с высокой температурой.

И он в жидком состоянии карбонизируется? :wink:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКарбонизация жидкого метана? ссылкой не поделитесь? :wink:

Чем вам мешает то, что он жидкий, это хорошо, что он жидкий, - плотность больше.
 Метан охлаждает части двигателя с высокой температурой.

И он в жидком состоянии карбонизируется? :wink:

- а типа горит он жидкий?!

ЦитироватьХочу внести уточнение. Предпологаемый график работы двигателей первой ступени - 5-10 запусков. Затем установка на вторую ступень. При чём, вторая ступень водородная.
Но это одна из проработок.

Цитировать(http://s019.radikal.ru/i601/1205/9a/d683528313da.jpg)

ЦитироватьПерелива в таблице нет.

ЦитироватьНет, первая ступень метановая. По видимому двигатель способен работать и на метане и на водороде. Возможно с небольшой его доработкой/заменой комплектующих/дооснащением...
Про перелив ничего не писали.

ЦитироватьПерелив - это следующий этап модернизации. Если доживём до создания железа :wink:

ЦитироватьЕсть отдельная тема по переливу:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4836&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

Цитировать

ЦитироватьЕсть отдельная тема по переливу:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4836&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

Начну изучать.

А вообще ...  кислородно-метановые компоненты + перелив+ частично возвращаемая первая ступень, триинновационный носитель получается :D  , хочу такой к 2025 году  :D  .

ЦитироватьХочу внести уточнение. Предпологаемый график работы двигателей первой ступени - 5-10 запусков. Затем установка на вторую ступень. При чём, вторая ступень водородная.
Но это одна из проработок.

ЦитироватьПервая ступень и движки на ней многоразовые. Вторая - одноразового применения. По мере выработки ресурса двигателей первой ступени они будут утилизироваться посредством установки их на вторую, одноразовую. Ей же двигатель тоже нужен. Вот и поставят б/у. А на первую новые, которые позже тоже полетят в составе второй. Конвеер. Маск отдыхает.

ЦитироватьПри установке метанового двигателя, допустим РД 0162, на водородный блок 2-й ступени, будет ли он дорабатыватся под водород? Может быть замена каких то агрегатов? Например ТНА или ГГ ???

Цитироватьнет, конечно это фантастика! Если использовать двигатель на два вида топлива. И не надо специально разрабатывать водородный двигатель. Да, головы у нас конечно светлые. Только до реализации дело не доходит :cry:

ЦитироватьА учтен ли в данной таблице перелив топлива? и если нет то где можно посмотреть данные?
Тут в теме приводили другую таблицу где перелив давал до 30% к массе ПГ, но для одноразовых РН.

Цитироватьнет, конечно это фантастика! Если использовать двигатель на два вида топлива. И не надо специально разрабатывать водородный двигатель. Да, головы у нас конечно светлые. Только до реализации дело не доходит :cry:

ЦитироватьА вообще ...  кислородно-метановые компоненты + перелив+ частично возвращаемая первая ступень, триинновационный носитель получается :D  , хочу такой к 2025 году  :D  .

Цитировать09 июля 2012
Работаем с МГТУ им. Баумана

ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» и МГТУ им. Н.Э. Баумана заключили Соглашение о взаимном сотрудничестве с целью проведения совместных проектно-конструкторских работ в рамках создания многоразового жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракеты-носителя на топливе кислород и метан. Данное сотрудничество поможет укрепить и расширить совместную деятельность, взаимодействие молодых специалистов с высококвалифицированными специалистами с обеих сторон, позволит поднять как их научно-технический уровень, так и уровень проводимых разработок, а также поможет усилить взаимодействие в кадровой политике и внедрить в практику много новых научных идей.[/size]

ЦитироватьРассмотрен альтернативный способ спасения ВРБ – с посадкой на дополнительный аэродром без использования ВРД.
Показано, что внедрение полученных результатов позволяет увеличить массу выводимого ПГ для большинства вариантов МРКН на 12 ... 17% и одновременно снизить при этом среднюю удельную стоимость 1 кг полезного груза, выводимого семейством МРКН, на ~ 11 %.
Результаты работы предназначены для разработки МРКН с многоразовой крылатой первой ступенью.

ЦитироватьА как их обратно перегонять?

ЦитироватьА как их обратно перегонять?

ЦитироватьА как их обратно перегонять?

ЦитироватьВ проекте предусматривалось использовать кабину-модуль в необычном для космических транспортных средств качестве - как кабину экипажа, осуществляющего перегон крылатого блока Ц с завода-изготовителя на космодром или в обратном порядке воздушным путем. Дело в том, что планирующий крылатый блок позволяет так же, как и "Буран", осуществлять полет самолетного типа со взлетом и посадкой в пилотируемом режиме, при оснащении его реактивными двигателями.

ЦитироватьА как их обратно перегонять?

ЦитироватьУправление полетом "Байкала" осуществляется с помощью ЖРД малой тяги и аэродинамических рулей, установленных на хвостовом отсеке ступени. В этом же отсеке размещен маршевый ЖРД РД-101М (многоразовый вариант РД-191), использующийся на активном участке полета РН. Головной разработчик НПО "Энергомаш" считает, что заложенные в конструкции двигателя решения с использованием новейших достижений в области технологии и материаловедения обеспечат требуемую надежность двигателя и 5-10-ти кратного его использования.

В носовой части "Байкала" предусмотрена двигательная установка с ТРД РД-33 (применяется на истребителе МиГ-29). Она служит для его посадки на аэродром, вблизи космодрома. Отдельные элементы опор шасси, системы выпуска шасси, систем торможения колес аналогичны соответствующим агрегатам самолета МиГ-23. Стойки шасси располагаются в хвостовом и носовом отсеках ускорителя. Верхняя и носовая части ступени покрыты теплозащитным слоем.

Вообще, в составе "Байкала" широко применяются заимствованные с других типов авиационно-космической техники комплектующие изделия, при необходимости доработанные под условия эксплуатации многоразового ускорителя. Помимо упомянутых, это серийные ЖРД малой тяги, аппаратура бортового комплекса управления, электрогенераторы и аккумуляторы, телеметрическая аппаратура, используемая в космической технике, парашютно-тормозная установка и многое другое.

Такой подход снижает технический риск, сроки и затраты на создание, обеспечивает высокие показатели надежности и безопасности. Тем не менее, основными проблемными вопросами многоразового использования ускорителя "Байкал" являются создание многоразового криогенного бака, многоресурсного двигателя и технологий наземного межполетного обслуживания.

В случае использования многоразовой ступени "Байкал" в составе носителя "Ангара-1.2М" при отделении первой ступени на высоте около 80 км при скорости, соответствующей числу М=5,6, разворачивается крыло и раскрывается оперение. После входа в плотные слои атмосферы запускается ТРД Р-33 и осуществляется крейсерский полет на расстояние до 400 км со скоростью около 500 км/ч. Посадка осуществляется на ВПП длиной до 2 км со скоростью 280 км/ч. По завершении послеполетного обслуживания и проверок ступень может использоваться повторно.

ЦитироватьИзобретение относится к ракетостроению, а именно к способу компоновки многоразовых ракет космического назначения. Способ компоновки включает компоновку многоразовых ракет космического назначения из двух элементов - многоразового возвращаемого ракетного блока первой ступени и одноразового ракетного блока второй ступени. При формировании ряда многоразовых ракет космического назначения с многоразовой крылатой первой ступенью используют как разное количество в составе первой ступени унифицированных между собой многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество в составе второй ступени унифицированных между собой одноразовых ракетных блоков второй ступени. Компоновку осуществляют, используя типоразмеры всего двух унифицированных элементов. Минимальное количество и типоразмеры унифицированных элементов определяют, исходя из минимального значения массы выводимого на орбиту полезного груза из заданного для ряда многоразовых ракет космического назначения диапазона масс полезного груза. Максимальное количество унифицированных элементов определяют, исходя из максимального значения массы полезного груза из заданного диапазона масс и заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса. Достигается унифицирование ряда ракет-носителей. 4 ил.  


Одним из основных принципов, определяющих облик и эффективность современных и перспективных транспортных космических систем (ТКС), является возможность создания на базе типовых модулей семейств (ряда) ракет-носителей (РН) различных классов грузоподъемности.

Известны проекты семейств одноразовых ракет-носителей: Atlas, Titan, Delta, «Ангара» (см., например, патенты США  5203844, кл. 244/158R, 1993 г.;  5143328, кл. 244/158R, 1992 г.;  6360994, кл. 244/158R, 2002 г.; патент РФ  2161108, кл. B64G 1/00, 2000 г.).

Все эти семейства РН пакетной схемы образованы наращиванием вокруг центрального ракетного блока (второй ступени) различного количества ракетных блоков первой ступени - твердотопливных (РН Atlas, Titan, Delta 2 4-средняя) или жидкостных унифицированных с центральным блоком (РН Delta 4-тяжелая, «Ангара-3, -5»), при этом эксплуатация каждого ряда РН предполагается с единого унифицированного стартового комплекса (СК).

Такой принцип образования ряда РН предполагает достаточно широкий диапазон параметров разделения 1-х и 2-х ступеней (скорость, высота, дальность, траекторный угол и др.), что приемлемо для одноразовых РН.

При образовании ряда многоразовых ракет космического назначения (МРКН) с многоразовой крылатой 1-ой ступенью необходимо учитывать достаточно жесткие ограничения на параметры разделения 1-ой и 2-ой ступеней, обусловленные как необходимостью высокой технико-экономической эффективности МРКН (что определяет минимизацию размерности 2-ой ступени и, как следствие, возможно большие скорости разделения), так и исполнением многоразовой 1-ой ступени (многоразовых возвращаемых ракетных блоков) без теплозащитного покрытия (что определяет ограничения ее теплового нагружения и, как следствие, ограничения на начальные параметры возвратного полета многоразовой первой ступени).

Эти ограничения и требования приводят к достаточно фиксированному массовому соотношению 1 и 2 ступеней МРКН (в стартовой размерности), что при образовании ряда РН при наращивании количества унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блоков 1-й ступени приводит, в свою очередь, к необходимости иметь соответствующие по массе 2-е ступени для РН каждого класса грузоподъемности. При этом исполнение вторых ступеней как оригинальных для каждого класса РН приводит к загрузке производственных мощностей разнотипной мелкосерийной продукцией, соответствующему усложнению технологических операций на техническом комплексе (ТК) и исключает возможность использования единого унифицированного для ряда РН стартового комплекса.

ЦитироватьЗадачей данного изобретения является создание способа компоновки многоразовых ракет космического назначения с получением технического результата в виде создания ряда РН с использованием всего двух типоразмеров ракетных блоков и получения возможности использования единого унифицированного для ряда РН стартового комплекса.

Решение этой задачи достигается тем, что в способе компоновки многоразовых ракет космического назначения, включающем компоновку многоразовых ракет космического назначения из двух унифицированных элементов - многоразового возвращаемого ракетного блока первой ступени и одноразового ракетного блока второй ступени, в соответствии с изобретением при формировании ряда многоразовых ракет космического назначения используют как разное количество унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество унифицированных одноразовых ракетных блоков второй ступени, при этом компоновку осуществляют, используя типоразмеры унифицированных элементов, минимальное количество и типоразмеры которых определяют, исходя из минимального значения массы выводимого на орбиту полезного груза из заданного для ряда многоразовых ракет космического назначения диапазона масс полезного груза, а максимальное количество определяют, исходя из максимального значения массы полезного груза из заданного диапазона масс и заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса.

Предложенный способ далее поясняется с использованием графического материала, где на фиг.1 показан пример конфигурации унифицированного стартового комплекса на пять ракетных блоков, на фиг.2, возможные принципиальные схемы компоновки многоразовых ракет космического назначения при определенной конфигурации стартового комплекса, на фиг.3 - пример ряда многоразовых ракет космического назначения из двух унифицированных элементов для заданного диапазона масс полезного груза от 24 т до 60 т, на фиг.4 показаны типоразмеры унифицированных ракетных блоков многоразовых ракет космического назначения в этом диапазоне масс полезного груза.

Предложенный способ осуществляют следующим образом.

Компонуют ряд многоразовых ракет космического назначения всего из двух унифицированных элементов - многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени и одноразовых ракетных блоков второй ступени. При этом используют как разное количество возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество одноразовых ракетных блоков второй ступени. Типоразмеры этих ракетных блоков выбирают, исходя из заданного для ряда РН диапазона масс полезного груза, выводимого на орбиту, и от заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса (см. фиг.1, 2, 3, 4). Так, например, конфигурация унифицированного стартового комплекса на пять ракетных блоков - два унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блока первой ступени (позиция 1 на фиг.1) и три унифицированных одноразовых ракетных блока второй ступени (позиция 2 на фиг.1) - может быть такой, как представлено схематично на фиг.1. Возможные принципиальные схемы компоновки МРКН при определенной конфигурации стартового комплекса приведены на фиг.2. На фиг.3 в качестве примера компоновки МРКН из двух унифицированных элементов приведен ряд МРКН для заданного диапазона полезного груза от 24 до 60 т. На фиг.4 показаны типоразмеры унифицированных ракетных блоков в этом диапазоне масс полезного груза и при определенной конфигурации унифицированного стартового комплекса.

Предложенный способ позволяет обеспечивать достаточно жесткие ограничения на параметры разделения 1-ой и 2-ой ступеней, использовать при этом многоразовые первые ступени без теплозащитного покрытия, разгружать производственные мощности от загрузки разнотипной мелкосерийной продукцией, упростить технологические операции на техническом комплексе и транспортные операции за счет сокращения номенклатуры ракетных блоков.

ЦитироватьПоказано, что внедрение полученных результатов позволяет увеличить массу выводимого ПГ для большинства вариантов МРКН на 12 ... 17% и одновременно снизить при этом среднюю удельную стоимость 1 кг полезного груза, выводимого семейством МРКН, на ~ 11 %.
Результаты работы предназначены для разработки МРКН с многоразовой крылатой первой ступенью.

Цитировать

ЦитироватьПоказано, что внедрение полученных результатов позволяет увеличить массу выводимого ПГ для большинства вариантов МРКН на 12 ... 17% и одновременно снизить при этом среднюю удельную стоимость 1 кг полезного груза, выводимого семейством МРКН, на ~ 11 %.
Результаты работы предназначены для разработки МРКН с многоразовой крылатой первой ступенью.

Интересно, насколько снизится удельная стоимость при отказе от спасения ступеней.  :D

Или выборе гораздо более простого способа спасения. Все эти посадки на ВПП всегда будут уступать простейшему спуску ТТУ на парашюте в океан. Как по стоимости базовых узлов блока (собственно ракетных), так и по стоимости системы спасения.

ЦитироватьИнтересно, насколько снизится удельная стоимость при отказе от спасения ступеней.  :D

Или выборе гораздо более простого способа спасения. Все эти посадки на ВПП всегда будут уступать простейшему спуску ТТУ на парашюте в океан. Как по стоимости базовых узлов блока (собственно ракетных), так и по стоимости системы спасения.

Цитировать

ЦитироватьИнтересно, насколько снизится удельная стоимость при отказе от спасения ступеней.  :D

Или выборе гораздо более простого способа спасения. Все эти посадки на ВПП всегда будут уступать простейшему спуску ТТУ на парашюте в океан. Как по стоимости базовых узлов блока (собственно ракетных), так и по стоимости системы спасения.

В случае МРКС вместо ТТУ будут метановые двигателя, которые, хотя и будут довольно дороги, но одновременно ни буду и достаточно эффективны. То есть они будут дороже ТТУ, но будут иметь значительно лучшие показатели. Я уже просто не говорю о времени межполетного обслуживания многоразовых метановых двигателей по сравнению с временем на подготовку ТТУ к новому запуску.

Так что, ИМХО, стоит учитывать не только стоимость ТТУ.

ЦитироватьСпуск на парашюте это не эффективно. Нужно 1-2 корабли и вертолета на 2- 3 недели. Патом долги транспорт на космодром а это уже стоит миллионы и миллионы доллар. Да за корабли, много матрос за эти время i транспорт до космодрома нужно много деньгов.

А если первый ступень носителя как самолёт на космодром возращает, это оптимально и низкая стоимость.Только так !!!

ЦитироватьМетановы двигател на около 500 кг лёгкий от керосиного двигателя и стоимость совсем другая. Я сравнил РД-0163 и метановы РД-0162.  Последный : коеффицэнт охвата аварийных ситуацйи на 0,95 % и вероятность безотказной работы на 0,999. Наверно рекорд. На ету технологиу  ТТУ не идут - не эффективные!!!

ЦитироватьТогда возьмем мои любимый вытеснительные двигатели. Межполетная диагностика у них будет проще, чем у ЖРД с ТНА, ресурс выше за счет низкой напряженности. А повторная заправка  - проще, чем повторная заливка ТТУ.
Выловить их из моря тоже будет проще, чем ТТУ, потому что они не будут тонуть при падении в воду, не понадобятся водолазные работы.

Мягко посадить на воду либо парашютами, либо тормозным ракетным импульсом можно ступень любой формы (с любым удлинением) и любой массы.
А лететь как самолет может только достаточно длинная ступень. И не слишком тяжелая (сухая масса не должна превышать сотен тонн, как к тяжелых самолетов, а в случае поворотного крыла ещё меньше).
У МРКС в тяжелом варианте планируются два спасаемых блока, для них нужно две системы спасения.
Садиться на воду может и моноблочная ступень малого удлинения, по типу ступеней Н-1.

Массовое совершенство первой ступени слабо влияет на мю ПН, к тому же система спасения для  посадки на воду будет весить меньше, чем поворотное крыло и шасси, тем более вместе с воздушно-реактивным двигателем. Так что массовое совершенство вытеснительной и насосной крылатой ступеней будет сопоставимым.

ЦитироватьНу я же не маньяк, чтобы упирать только на супертяжи.  :D
.

Цитировать

ЦитироватьМетановы двигател на около 500 кг лёгкий от керосиного двигателя и стоимость совсем другая. Я сравнил РД-0163 и метановы РД-0162.  Последный : коеффицэнт охвата аварийных ситуацйи на 0,95 % и вероятность безотказной работы на 0,999. Наверно рекорд. На ету технологиу  ТТУ не идут - не эффективные!!!

ТТУ очень надежное устройство в силу их простоты.
Гибридные или вытеснительные ЖРД возможно ещё надежнее, поскольку нечувствительны к трещинам топливного заряда (правда для подачи жидких компонент им нужны трубопроводы, это дополнительная деталь).

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМетановы двигател на около 500 кг лёгкий от керосиного двигателя и стоимость совсем другая. Я сравнил РД-0163 и метановы РД-0162.  Последный : коеффицэнт охвата аварийных ситуацйи на 0,95 % и вероятность безотказной работы на 0,999. Наверно рекорд. На ету технологиу  ТТУ не идут - не эффективные!!!

ТТУ очень надежное устройство в силу их простоты.
Гибридные или вытеснительные ЖРД возможно ещё надежнее, поскольку нечувствительны к трещинам топливного заряда (правда для подачи жидких компонент им нужны трубопроводы, это дополнительная деталь).

То только ваше мнение. Так не будет!

Для Энергия-Буран систем был тоже розработан ТТ двигатель тягу на 1000 тонн.
Тоже была сделана концепция спуск Байкала на парашюте.
Теперь делает НПО Молния концепцию где большои первая и вторая ступень возращаeт  как самолет на космодром Восточный.

ЦитироватьЧегото у Вас всё перепуталось в голове! Какой байкал на парашюте?

ЦитироватьИ вообще я считаю насосные ЖРД слишком сложными и дорогими для первых ступеней. Небольшое падение мю ПН при замене их на ТТУ, гибридники или вытеснительные ЖРД по-моему окупается резким упрощением основной части ДУ (верхние ступени имеют сравнительно небольшую тягу).

ЦитироватьНу я же не маньяк, чтобы упирать только на супертяжи.  :D
Просто такая технология хорошо масштабируется вверх - от легких носителей до гипертяжей, для любого пригодна.
Масштабировать крылатые блоки сложнее.

ЦитироватьИ вообще я считаю насосные ЖРД слишком сложными и дорогими для первых ступеней. Небольшое падение мю ПН при замене их на ТТУ, гибридники или вытеснительные ЖРД по-моему окупается резким упрощением основной части ДУ (верхние ступени имеют сравнительно небольшую тягу).
И многоразовый двигатель сделать надежным и высокоресурсным тем проще, чем он сам проще.

Цитировать

ЦитироватьИ вообще я считаю насосные ЖРД слишком сложными и дорогими для первых ступеней. Небольшое падение мю ПН при замене их на ТТУ, гибридники или вытеснительные ЖРД по-моему окупается резким упрощением основной части ДУ (верхние ступени имеют сравнительно небольшую тягу).

Тут все просто. Сэкономив таким образом на ЖРД первой ступени, получаем гораздо большие потери на стоимости запуска, из-за увеличения массогабарита и расхода топлива.

Цитировать

ЦитироватьЧегото у Вас всё перепуталось в голове! Какой байкал на парашюте?

Я не перепутал!
Концепция спусков баковыx блоков от Ангары на парашюте !
Ссылку потом вставляю.

ЦитироватьВ случае МРКС вместо ТТУ будут метановые двигателя, которые, хотя и будут довольно дороги, но одновременно ни буду и достаточно эффективны. То есть они будут дороже ТТУ, но будут иметь значительно лучшие показатели. Я уже просто не говорю о времени межполетного обслуживания многоразовых метановых двигателей по сравнению с временем на подготовку ТТУ к новому запуску.

Так что, ИМХО, стоит учитывать не только стоимость ТТУ.

ЦитироватьТут все просто. Сэкономив таким образом на ЖРД первой ступени, получаем гораздо большие потери на стоимости запуска, из-за увеличения массогабарита и расхода топлива.

ЦитироватьОх умеете вы своим бредом засрать все темы где появляетесь. ТТУ будет дороже метанового двигателя. РДТТ дешев и надежен в массах 100-500 кг. Ищите Варбана Пешкова с Авиабазы, он вам расскажет.

ЦитироватьShestoper

6*4.5=27 миллионов или приблизительно хватит на 2 шт РД-171.Т.е. тяги сравнимы, но на РД-171 имеес 310 с УИ, вместо 267. Выгодно?

ЦитироватьДа и я не верю в правдивость цифр о 4.5 миллиона. Трайдент-2 стоила в 80-е гг 10 млн, на рубеже 2000 г уже  30+. Сейчас я бы оценил во все 50.

ЦитироватьТам нужно искать скрытые субсидии на всякие контракты по НИОКР.

ЦитироватьКроме того, одно дело, когда промышленность клепает ускорители и МБР, совсем другое дело, когда нам создавать производство ускорителей.

ЦитироватьСтоимость изготовления ТТУ Шаттла в ценах 80-ых - 4,5 миллиона.

ЦитироватьСтоимость ТТ двигатели Шаттла на около 70 Миллион $.

Цитировать[/color]Стоимость водной инфраструктуры, НАСА карабли Liberty Star и Freedom Star больше 100 Миллион $/год.

Цитировать[/color]Двигатели не эффективне, только 242c

ЦитироватьУдельная стоимость транспортных операций с использованием КК «Союза» составляет десятки тыс. $/кг. С подобными показателями проблематична даже текущая эксплуатация МКС, а обеспечение ее развития невозможно.

ЦитироватьПоказано, при каких условиях может быть получен экономический эффект за счет перехода к полной многоразовости. Оценен максимальный выигрыш при переходе к многоразовой системе выведения — удельная стоимость выведения может быть уменьшена в 4 раза.

ЦитироватьА у Протона стоимость выведения порядка 5 тысяч за кг.

Цитировать

ЦитироватьА у Протона стоимость выведения порядка 5 тысяч за кг.

Коммерческа стоимост для Протона около 10000 $/кг !

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА у Протона стоимость выведения порядка 5 тысяч за кг.

Коммерческа стоимост для Протона около 10000 $/кг !

А Вы затраты на ГСО-шные 3,5т или даже 2,9т поделите, чтобы еще дороже вышло.
По крайнему пуску не в курсе ценника, а так цена около 110млн.$, столько в ILS просили. На LEO Протон выводит 23т, т.е. выходит, округляя, 4,8тыс.$  Хотите сказать, что за год цена выросла в два раза?

 На ГСО 3,5/2,9т уже обойдутся в 31/38тыс.$. за кг.

ЦитироватьПри стоимости 10000 $/кг цена пуска была бы около $220 млн.

Цитировать

ЦитироватьПри стоимости 10000 $/кг цена пуска была бы около $220 млн.

На западе я вижу что авторы писать:
Даты з год 2002/2005

1- Стоимость ракеты (Tr

ЦитироватьГод начала полетов МРКС-1 : 2022

ЦитироватьДля меня тяжело верить что так быстро.

Цитировать

ЦитироватьДля меня тяжело верить что так быстро.

Полетит, не сомневайтесь. Сразу после Клипера и Руси-М.

Цитировать

ЦитироватьДля меня тяжело верить что так быстро.

Полетит, не сомневайтесь. Сразу после Клипера и Руси-М.

ЦитироватьДа, тоже и первый полет на Марс в 2032 году есть у НАСА возможны.

ЦитироватьДа, НАСА будет опять первая, как :

Первый 70 тонник
Первый полет в глубину космоса
Первый полет на астероиду
Опять на луну
Да, тоже и первый полет на Марс в 2032 году есть у НАСА возможны.

Первый полет можно и сделать без высадки на Марс, на химичхых двигателях. Будет просты вариант, толко 3-4 СЛС старты, как ТМК с 75 года. Хабитаты на длинные полеты делает уже НАСА на бумагах. A сделать в железо это можно быстро.

ЦитироватьВ настоящем докладе рассмотрена пилотируемая программа исследования и освоения Луны, являющаяся составной частью развития пилотируемой космонавтики. Она состоит из ряда этапов, включая создание окололунной станции и лунной базы.

Рассматривается несколько возможных сценариев развития средств выведения перспективных пилотируемых программ, которые разработаны для семейств РН «Русь», «Ангара», «Енисей», а также РН с многоразовой первой ступенью. Представлен их сравнительный анализ для начального этапа освоения Луны.

В качестве основного критерия сравнения вариантов РН рассматривается стоимость программы создания и эксплуатации пилотируемой транспортной системы для исследования и освоения Луны, куда входят и средства выведения.

В результате проведенных исследований показана эффективность многоразовых РН по сравнению с одноразовыми для задач освоения Луны.

ЦитироватьПрезентация ГКНПЦ имени М.В.Хруничева по МРКН: http://photo.qip.ru/users/anik1982/4122815/ (страница 5).

ЦитироватьНикаких изменений. Эскизное (или техническое?) проектирование идёт?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПоложа руку на сердце (в области живота :P) по душе  конечно линейка МРКС, от 25 до 60/70 тн и супертяж на её основе :wink:

Т-щ Берия за такое расстрелял бы два раза. Один раз за керосиновый многоразовый, второй за одноразовый супертяж на многоразовых двигателях.  :D

1. МРКС вроде бы рисуется под метан
2. если супертяж запускается раз в год-два, а основной носитель линейки - 20 раз в год, то "одноразовый супертяж на многоразовых двигателях" как верхний в ряду унифицированной линейки - вполне может быть экономически оправдан.

ЦитироватьРаньше писали метан. :wink:

ЦитироватьК 22 году тема умрет естественным путем вместе с исполнителями -энтузиастами.

ЦитироватьПричём тут энтузиасты? Работа выполняется профессионально, деньги выделяются, отчёты пишутся. Деньги прекратятся - и тема впадёт в летаргию.

Цитировать

ЦитироватьПричём тут энтузиасты? Работа выполняется профессионально, деньги выделяются, отчёты пишутся. Деньги прекратятся - и тема впадёт в летаргию.

За такие деньги - энтузиасты советской закалки.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПричём тут энтузиасты? Работа выполняется профессионально, деньги выделяются, отчёты пишутся. Деньги прекратятся - и тема впадёт в летаргию.

За такие деньги - энтузиасты советской закалки.

А мы вообще по этой теме забесплатно работаем  :wink:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПричём тут энтузиасты? Работа выполняется профессионально, деньги выделяются, отчёты пишутся. Деньги прекратятся - и тема впадёт в летаргию.

За такие деньги - энтузиасты советской закалки.

А мы вообще по этой теме забесплатно работаем  :wink:

И не только по этой.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПричём тут энтузиасты? Работа выполняется профессионально, деньги выделяются, отчёты пишутся. Деньги прекратятся - и тема впадёт в летаргию.

За такие деньги - энтузиасты советской закалки.

А мы вообще по этой теме забесплатно работаем  :wink:

И не только по этой.

Неее, по этой я пока даже нормочасов не видел  :wink:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПричём тут энтузиасты? Работа выполняется профессионально, деньги выделяются, отчёты пишутся. Деньги прекратятся - и тема впадёт в летаргию.

За такие деньги - энтузиасты советской закалки.

А мы вообще по этой теме забесплатно работаем  :wink:

И не только по этой.

Неее, по этой я пока даже нормочасов не видел  :wink:

Так и в отделе-разработчике их наверняка не видели.  :wink:

ЦитироватьДа они видели.... Выражусь просто - работаем, а карточек нет  :roll:

Цитировать

ЦитироватьДа они видели.... Выражусь просто - работаем, а карточек нет  :roll:

Главное чтобы зарплату платили.  :wink:

ЦитироватьНу если так, то вы точно ерундой занимаетесь. Если денег нет сейчас, то потом точно их не будет много. Разрабатывайте МКРС тонн на 12 ПГ, тогда, может быть, и сложится.

ЦитироватьТо есть, заказывает, а денег не даёт? Ну тогда и государство занимается ерундой[/size]. Если разработки бесплатны или почти бесплатны, то вам такого поназаказывают... Можно же решить на уровне предприятия, перспективна разработка или нет, и на основании этого строить своё отношение к финансированию.

Цитировать

ЦитироватьТо есть, заказывает, а денег не даёт? Ну тогда и государство занимается ерундой[/size]. Если разработки бесплатны или почти бесплатны, то вам такого поназаказывают... Можно же решить на уровне предприятия, перспективна разработка или нет, и на основании этого строить своё отношение к финансированию.

Что, сделали открытие? Оно занимается этим по крайней мере последние 25 лет :wink:

Цитировать

ЦитироватьТо есть, заказывает, а денег не даёт? Ну тогда и государство занимается ерундой[/size]. Если разработки бесплатны или почти бесплатны, то вам такого поназаказывают... Можно же решить на уровне предприятия, перспективна разработка или нет, и на основании этого строить своё отношение к финансированию.

Что, сделали открытие? Оно занимается этим по крайней мере последние 25 лет :wink:

Цитировать

ЦитироватьНу если так, то вы точно ерундой занимаетесь. Если денег нет сейчас, то потом точно их не будет много. Разрабатывайте МКРС тонн на 12 ПГ, тогда, может быть, и сложится.

Что государство заказывает, то и делается.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу если так, то вы точно ерундой занимаетесь. Если денег нет сейчас, то потом точно их не будет много. Разрабатывайте МКРС тонн на 12 ПГ, тогда, может быть, и сложится.

Что государство заказывает, то и делается.

Вообще-то принято отчитываться о том, что делается по заказу государства.

ЦитироватьГде-то мелькала информация, что отказались от поворотного крыла.

ЦитироватьМного раз говорилось о спорности применения крыльев в ракетно-космической технике. И это правда: на воздушно-космических самолётах типа Space Shuttle или «Буран» они используются только при полёте в плотных слоях атмосферы и посадке, остальное время, являясь паразитным грузом, да ещё нуждаются в сложной теплозащите и требуют повышенной точности ориентации при входе в атмосферу. Однако при использовании крыльев на 1-й ступени ракеты-носителя ситуация в корне меняется.

Во-первых, скорость, которой достигает 1-я ступень, существенно меньше круговой (с которой приходится иметь дело крыльям Shuttle). А ведь аэродинамический нагрев пропорционален квадрату скорости — если скорость меньше в два раза, то нагрев — почти в четыре! В результате требования к теплозащитным покрытиям резко снижаются.

Во-вторых, в многоступенчатых системах «цена» килограмма конструкции для разных ступеней далеко не одинакова. Очень приближённо можно сказать, что лишний килограмм конструкции 1-й ступени увеличивает массу ракеты где-то на 2 кг, тогда как дополнительный килограмм на 2-й ступени — уже на 15-20 кг!

Но масса конструкции ракетных блоков со средствами спасения и возвращения всё равно будет больше, чем без них. Т.е. массовая эффективность такой частично-многоразовой РН снижается.

Стоит ли овчинка выделки? Выросшая масса носителя требует большей тяги двигателей, перехода к многодвигателыюй силовой установке. Поскольку суммарная тяга должна быть кратной целому числу двигателей, реально она получится с некоторым избытком. Сочетание избыточной тяги многодвигательной установки и многоразовости ракетных блоков позволяет совершенно по-новому подойти к надёжности ракетно-космической системы и безопасности её эксплуатации. Становится возможным иметь на борту т.н. «горячий резерв»: в случае отказа одного из двигателей и его своевременного отключения носитель не только продолжит полёт, но и выполнит задачу, т.е. выведет полезный груз на заданную орбиту! Т.е. надёжность СИСТЕМЫ повысится, при том, что надёжность её составных частей останется на достигнутом уровне. В результате суммарная стоимость эксплуатации многоразовой СИСТЕМЫ получится МЕНЬШЕ, чем одноразовой при ТОЙ ЖЕ вероятности успешного решения целевой задачи!

ЦитироватьРазумеется, на этапе аванпроекта преждевременно говорить о конкретных конструктивно-компоновочных и технологических решениях, которые определят облик будущей МРКС. Однако некоторые основные моменты определены уже сейчас.

Так, соотношение размеров ступеней будет определяться не традиционным требованием максимизации характеристической скорости, а исключением разгона возвращаемых ракетных блоков (ВРБ) до таких скоростей, на которых им потребуется специальная теплозащита. Кроме того, особенности отечественной наземной инфраструктуры и производственной базы заставляют учитывать необходимость перевозки ступеней или, по крайней мере, их крупных функционально-завершённых блоков по железной дороге. С другой стороны, необходимость наличия на будущем космодроме посадочной полосы для ВРБ позволяет, наконец, уйти от железнодорожного габарита в пользу авиатранспортировки — может быть, даже, «самовылетом».

Распределение топлива по ступеням в результате может оказаться неоптимальным, и для наращивания энергетической эффективности МРКС на 2-й — одноразовой — ступени крайне желательно, всё-таки, использовать водород.

ВРБ 1-й ступени (их может быть один или два) и одноразовые РБ 2-й ступени (от одного до трёх) соединены между собой параллельно, по пакетной схеме. Космическая головная часть, состоящая из полезного груза и головного обтекателя, устанавливается сверху на центральный РБ 2-й ступени. Такая схема как раз и обеспечивает максимальную тяговооружённость, и даже при отказе нескольких двигателей носитель уйдёт со старта, предохраняя от разрушения дорогостоящее сооружение (в истории космонавтики известны случаи, когда ремонт разрушенного стартового комплекса прекращал пуски на многие годы). Кроме того, такая схема упрощает аэродинамическую компоновку ВРБ.

ЦитироватьОсновой компоновки ВРБ МРКС стал многоразовый ускоритель «Байкал», проектировавшийся в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в конце 1990-х гг. Для полёта к ВПП на космодроме предлагается использовать прямое цельноповоротное крыло, на активном участке вытянутое вдоль корпуса. Этот вариант предпочтителен именно по критерию минимизации воздействия на носитель на активном участке, тогда как альтернатива — неподвижное треугольное крыло большой площади — будет создавать боковые силы, нагружающие и конструкцию МРКС, и её систему управления. Впрочем, по мере дальнейшей разработки могут возникнуть конструктивные и технологические трудности, которые заставят уточнить выбор аэродинамической компоновки, поэтому проработаны оба варианта.

Кинетической энергии, накопленной ВРБ на участке разгона в составе МРКС, недостаточно для гарантированного возвращения к месту старта в режиме планирующего полёта, поэтому предполагается установка дополнительных воздушно-реактивных двигателей, работающих на остатках горючего. Их предполагаемое размещение — в головном обтекателе — обеспечивает нормальную центровку блока на разных этапах полёта, а само их наличие позволяет рассмотреть вариант транспортировки крылатых ВРБ по воздуху «своим ходом», как обычных самолётов.

ЦитироватьZOOR пишет:

Все, милстоуны расставлены - Рокот летает до 2015-го, Протон до 20-го

Цитироватьmefisto_x пишет:

Существующий и будущий парк ракетоносителей России. Лекция Поповкина в Открытом университете #Сколково.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27206.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/27206.jpg:large)

https://twitter.com/mr_voronin/status/251345938864553984/photo/1

Далее ILS Ангарой торговать будет, если позволят :wink:

ЦитироватьО перспективах российской космонавтики, ключевых направлениях ее развития агентству "Интерфакс-АВН" рассказал генеральный директор отраслевого института – ЦНИИ машиностроения, доктор технических наук, академик Российской академии космонавтики имени К.Э.Циолковского Геннадий РАЙКУНОВ.  

- Есть ли перспективы у проекта создания многоразовой ракетно-космической системы МРКС?

      - Мы сейчас нацелены на максимальное развитие проекта многоразовой транспортной системы. В основном это связано с ограничением районов падения отделяемых частей многоступенчатых ракет-носителей, стартующих с космодромов. Запрещается падение отработавших ступеней в заповедные зоны, в охотхозяйства, районы рыболовства и так далее. Соседство с другими государствами также накладывает ограничения на размеры полей падения. Сегодня все эти поля по суммарной площади сопоставимы с территорией Великобритании.

      В связи с этим, в техническом задании по проектам новых ракет мы перешли от трехступенчатой схемы на двухступенчатую. Далее планируется переход на частично многоразовые системы. Предполагается, что многоразового использования будет только первая ступень, которая будет выполняться в "самолетном" варианте, и после отделения сможет совершать посадки на аэродромы первого класса. На ней планируется применять многоразовые ракетные двигатели. Вторая ступень и разгонный блок будут обычными.

      Такая схема позволит значительно сократить площади полей падения отделяемых частей ракет-носителей, выполнять все международные нормы и перейти на принципиально новую технику. Эта задача актуальна, и она сейчас стоит перед нами.

ЦитироватьМетановый двигатель для многоразовых ракет могут создать через 3-5 лет
14:44 30.12.2012
http://ria.ru/science/20121230/916820220-print.html (http://ria.ru/science/20121230/916820220-print.html)