Форум Новости Космонавтики

Грех не использовать атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/81457.jpg)

Прямоточный двигатель и обычный двигатель дополняли бы друг друга и работали одновременно с разной отдачей в зависимости от высоты и скорости полёта.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут располагаться по бокам ступени ракеты-носителя.

Опыт применения подобного решения уже был на зенитной ракете 22Д: http://pvo.guns.ru/s75/22d.htm
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24327.jpg)
Но военные не приняли её на вооружение в основном из-за необходимости использовать керосин в качестве топлива для прямоточного двигателя. Керосин не может долго храниться. В современных ракетах гражданского назначения такого ограничения нет, особенно где используется керосин и жидкий кислород.

Как может работать система из двигателей, основанных на разных способах работы.
При старте и разгоне ракеты работают только классические ракетные двигатели. Запуск прямоточных двигателей осуществляется при достижении определённой скорости.
Прямоточные двигатели-ускорители включаются на скорости, при которой работа прямоточных двигателей будет с найбольшей отдачей, не отключая при этом основных ракетных двигателей, но тяга основных классических ракетных двигателей всё-же намеренно уменьшается путём ограничения подачи топлива и окислителя. В качестве топлива можно использовать керосин, как и для основных классических ракетных двигателей.
Жидкий кислород также может подаваться и в прямоточный двигатель для увеличения температуры горения топлива.

Спасибо за внимание! :)

PS
Я не являюсь специалистом в области ракетной техники и в области ракетных двигателей, поэтому то, о чём я сказал выше, не является безупречным и может быть технически неосуществимо. Но эти мысли могут кого-нибудь натолкнуть на новое технически осуществимое решение.


Чтобы не быть голословным[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958197#958197
Добавлено: Вс Июн 24, 2012 20:20
[quote:57728331e2="Посторонний"][quote:57728331e2="Fed"][quote:57728331e2="Посторонний"]
С Вами не согласен!
Жаль, что математически доказать не могу, поэтому буду рассуждать логически.
На малых высотах (до 30-40 км) сила тяготения найбольшая. Это тяготение нужно преодолеть. Как раз на этом участке двигатели должны обеспечивать найбольшую тягу. Следовательно, потребление топлива и окислителя будет найбольшим. Но у нас есть в наличии неограниченный ресурс - атмосферный воздух. Как раз именно на этих высотах. Прямоточные двигатели позволяют его использовать сполна.
Согласен, мои рассуждения не безспорны, так как о многих вещах могу не знать. Но тем не менее....[/quote:57728331e2]

посторонний, я вас зверски разочарую, но сила тяготения на НОО практически равна таковой на поверхности земли (на 10-12 % меньше).[/quote:57728331e2]
Что касается ускорения свобоного падения - Вы совершенно правы.
Но на начальном участке травектории, сразу после старта, именно на высотах до 30 км тратится найбольшее количество топлива и окислителя, которые заливаются в баки первой ступени ракеты-носителя.
Так как сам я не могу пока что провести расчёты скоростей, высоты и расхода топлива, воспользовался программой на Экселе, автор которой, возможно, Кирилл Левин (таким именем названа папка на сервере, где выложена данная замечательная программа): http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Спасибо Автору данной программы, желаю ему здоровья и успехов!
Провёл расчёты на данной программе применительно к ракете-носителю "Зенит 3SL".
Во время старта:
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 325700 кг.
На высоте 1,246 км (на 30-й секунде):
Скорость 344 м/с.
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 251435 кг.
На высоте 30 км (на 100-й секунде):
Скорость 1535 м/с
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 78151 кг.

Теперь найдём расход топлива между стартом и 100-й секундой: dM=325700-78151=247549 кг.
Теперь найдём расход топлива между 30-й и 100-й секундой: dM=325700-78151=173284 кг. из них на окислитель приходится около 2/3 всей массы топлива, то есть 115523 кг!!!
Масса всей ракете при старте 470950 кг. В промежутке от 30-й до 100-й секунды ракета расходует оксилителя на 24,5% от начальной массы всей ракеты. Ни много ни мало более 100 тонн, при этом полезная нагрузка чуть более 5 тонн!!!

Согласно расчётам по данной программе, разделение ступеней происходит на высоте 64075 м, что достаточно близко к действительности.

Расчёты делались на ЛибреОффисе, на Экселе не проверял, резльтаты могут отличаться от тех, что только что приведены.

С уважением[/quote:57728331e2]

Попытка определения требуемой скорости движения ракеты с прямоточным двигателем в зависимости от высоты[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958033#958033
Добавлено: Вс Июн 24, 2012 14:59
[quote:57728331e2="Посторонний"]В случае применения прямоточных двигателей придётся учесть особенность - плотность атмосферного воздуха падает с увеличением высоты над уровнем поверхности Земли, закон изменения тот же, что и для давления.
Зависимость плотности воздуха от высоты (упрощённая барометрическая формула):
rho = rho0*exp(-g*(h-h0)/(C^2)); (1)
где rho0 - плотность воздуха на высоте, на которой включается прямотосный двигатель,
g = 9,8 м/с^2 - ускорение свободного падения
h0 - высота, на которой включается прямотосный двигатель
h - высота, на которой работает прямоточный двигатель
(C^2) = R*T/M - квадрат от скорости звука у поверхности Земли, то есть (333 м/с)^2

Для обеспечения нужного динамичесого давления, поступающего в прямоточный двигатель, уменьшение плотности атмосферного воздуха может быть компенсировано увеличением скорости полёта.
Предполагается, что ракета летит строго вертикально.
Динамическое давление:
Pd=(rho*V^2)/2
rho - плотность воздуха на высоте полёта ракеты
V - скорость полёта ракеты
Динамическое давление в момент включения прямоточного двигателя
Pd0=(rho*V0^2)/2
V0 - скорость в момент включения прямоточного двигателя, считаем, что на этой минимальной скорости напор воздуха обеспечивает устойчивую работу прямоточного двигателя.

Если выполняется условие, когда динамическое давление при включении двигателя равно динамическому давлению на каком либо участке полёта после включения прямоточного двигателя, то есть соблюдаем условие Pd=Pd0, тогда
(rho*V^2)/2=(rho0*V0^2)/2
Из формулы (1) следует:
rho0*exp(-g*(h-h0)/(C^2))*V^2=rho0*V0^2.
Получим зависимость требуемой скорости полёта, при которой динамическое давление будет соответствовать динамическому давлению на скорости при которой включили прямоточный двигатель:
V=V0*exp(g*(h-h0)/(2*(C^2))). (2)
Если V0 равна скорости звука, то есть V0=1М(для наглядности считаем именно так), если h0=1500м, тогда получим значения минимальных скоростей полёта в зависимости от разности высот:
если h-h0=5000м, тогда V=1.24725066681008 М
если h-h0=10000м, тогда V=1.555634225858188 М
если h-h0=15000м, тогда V=1.940265825514207 М
если h-h0=20000м, тогда V=2.419997844661405 М
если h-h0=25000м, тогда V=3.018343925432893 М
если h-h0=30000м, тогда V=3.764631473658329 М
если h-h0=35000м, тогда V=4.695439115814563 М
если h-h0=40000м, тогда V=5.856389568165846 М
если h-h0=45000м, тогда V=7.304385793994446 М
если h-h0=50000м, тогда V=9.110400052197646 М
если h-h0=55000м, тогда V=11.3629525400101 М
если h-h0=60000м, тогда V=14.17245013245888 М
если h-h0=65000м, тогда V=17.67659787804194 М
если h-h0=70000м, тогда V=22.04714849032145 М

Как видно из расчёта, прямоточный двигатель будет работать на высотах до 35 км. На больших высотах его можно не выключать, а дополнительно подпитывать кислородом из баков с окислителем.

Расёты ориентировочные и упрощённые, сделаны для предварительной оценки возможности применения на первой ступени ракет-носителей.
Если есть неточности, поправьте.

С уважением[/quote:57728331e2]

Увы, не всё так просто[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=959288#959288
Добавлено: Ср Июн 27, 2012 06:11
[quote:57728331e2="Посторонний"][quote:57728331e2="Дмитрий В."][quote:57728331e2="Посторонний"][quote:57728331e2="Fed"]Посторонний писал(а):

"При старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска."


пардон, так а где изюм? прямоточники выше 35 км работать тож не будут.[/quote:57728331e2]
Прямоточный двигатель будет включен на 30-й секунде (высота чуть более 1 км), а будет выключен (или не выключен, если скорость обеспечит нужный напор воздуха) на 100-й секунде (около 30 км). На этом участке ЖРД израсходует более 100 тонн жидкого кислорода, если говорить о ракете "Зенит". Это огромная масса кислорода, которую можно было бы брать из атмосферного воздуха, в этом случае теоретически, благодаря прямоточным двигателям, мы могли бы не доливать эти самые 100 тонн в баки с жидким кислородом. Ракета во время старта была бы легче на несколько десятков тонн!!! Но это в том случае, если полностью заглушить ЖРД ракеты во время работы прямоточных двигателей, но этого делать не стОитЮ его всё равно придётся включать. Сюжет сказки становится чуть мрачнее, но не настолько, чтобы горевать. :)[/quote:57728331e2]

Проблема в том, что Выпредлагаете экономить на самом дешевом компоненте РН - жидком кислороде, тогда как масса самого дорогого компонента - ДУ сильно растет. Иными словами, массовая отдача у Вас можэет и вырастет, но гораздо меньше, чем стоимость. Второй минус - до 30-й секунды и после 100-й секунды дополнительные ПВРД являются источником вредного сопротивления и паразитной массы (удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш. Надо завязывать с такими сказками :wink:[/quote:57728331e2]
Дмитрий!
Вы совершенно правы, что с прямотоные двигатели в их нынешнем виде не смогут заменить ракетные двигатели из-за их громоздкости и относительно малой эффективности. Признаю, с самого начала я не учёл этого.
Конструкции тех прямоточных двигателей в ныненешнем виде не подойдут для ракет-носителей. Они расчитаны на длительную работу в верхних слоях атмосферы и задумывались изначально для летательных аппаратов, летающих горизонтально.
Пока нет оснований утверждать, что прямоточные двигатели нельзя использовать и в ракетной технике, как замену жидкостным ракетным двигателям.

С уважением[/quote:57728331e2]

Glaurung предлагает применить эжекторное сопло[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=962747#962747
Добавлено: Вт Июл 03, 2012 18:03
[quote:57728331e2="Glaurung"][quote:57728331e2="Посторонний"]Уже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.[/quote:57728331e2]
Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала [color=white:57728331e2]эжекторное сопло[/color:57728331e2]? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.[/quote:57728331e2]


Lamort намекает на возможное применение ракетно-прямоточных двигателей[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=963924#963924
[quote:57728331e2="Lamort"][quote:57728331e2="dmdimon"]а речь вообще идет про ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...[/quote:57728331e2]
 Ракетно-прямоточный двигатель это комбинация ПВРД и ЖРД или РДТТ, - комбинация с РДТТ практически встречалось чаще, я даже не помню реальной комбинации с ЖРД.

 Он имеет то преимущество, что "является ПВРД пока он может им быть", остальное время работает как обычный ракетный двигатель.
 В минусе, разумеется, удельный импульс несколько меньше. :)[/quote:57728331e2]

ЦитироватьОпыт применения подобного решения уже был на зенитной ракете 22Д: http://pvo.guns.ru/s75/22d.htm
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24327.jpg)
Но военные не приняли её на вооружение в основном из-за необходимости использовать керосин в качестве топлива для прямоточного двигателя. Керосин не может долго храниться. В современных ракетах гражданского назначения такого ограничения нет, особенно где используется керосин и жидкий кислород.

Неа. В 17Д и 22Д, разрабатываемых для С-75, не использовался керосин. Там были твердотопливные ГГ, выхлоп которых дожигался в ПВРД.
Для ракеты В-1100 предполагалось использовать керосин с газобаллоной подачей.
А отказались... Не помню, из-за чего. Надо Коровина "Ракеты "Факела" читать - там написано.

Вообще, масса у ПВРД отношение масса/тяга для космической ракеты неудовлетворительно из-за того, что её полёт в плотных слоях атмосферы занимает малый участок траектории (плюс - статическое давление и скорость потока на входе в воздухозаборник существенно меняются по высоте).
Другое дело - военные ракеты - для ЗРК либо крылатые большой дальности. Их полёт походит на относительно постоянной высоте на крейсерской скорости.
П. С. не заывайте, что пока что ПВРД эффективны лишь до скоростей 1-1,5 км/с, не более. ГПВРД пока что не вышли за стадию эксперимента.

Посторонний

Чуть ли не каждый год приходит очередной пользователь и вспоминает эту абортивную идею... Нет такого и не будет. Не выгодно! Все ВРД рассчитаны на свои узкие диапазоны скоростей, вне которых они убыточны с точки зрения расходов топлива и массы самих себя. МБР Гном сдохла еще не родившись. Наглядный пример ничего не говорит?

Почти убедили

ЦитироватьПочти убедили

Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.

На конференции Space Access 2012 был человек из Флориды, работающий над вариантом первой ступени для различных ракет. Ступень многоразовая, вертикального взлёта-посадки, выпрыгивает, кажется, на 20 (30?) км на скорости несколько выше 3М. Двигатели - прямоточники.

Цитировать

ЦитироватьПочти убедили

Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.

А почему сама ракета не может разгоняться в плотных слоях атмосферы, а затем подниматься вверх?
Речь о самолёте-носителе не идёт. Только ракета сама по себе.

ЦитироватьНа конференции Space Access 2012 был человек из Флориды, работающий над вариантом первой ступени для различных ракет. Ступень многоразовая, вертикального взлёта-посадки, выпрыгивает, кажется, на 20 (30?) км на скорости несколько выше 3М. Двигатели - прямоточники.

Стартовики, очевидно, РДТТ?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПочти убедили

Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.

А почему сама ракета не может разгоняться в плотных слоях атмосферы, а затем подниматься вверх?

Фишка приведённой мной схемы:
1) Подъём ракетной ступени на определённую высоту (порядка 20 км)
2) Двигатели ракетной ступени работают всё время на оптимальном режиме (давление на срезе близко к нулю).
А профиль полёта - в этом я не копенгаген. Нам на кафедре двигателестроения этого не преподают.

ЦитироватьРечь о самолёте-носителе не идёт. Только ракета сама по себе.

Тогда на ракету будут действовать не только продольные перегрузки, но и  значительные поперечные. Результат - ухудшение массового совершенства.
В любом случае потребуется установка на нулевой ступени крыльев. А это - уже не рактеная схема, а авиационная.

Согласен, что на больших высотах прямоточный двигатель может заглохнуть, так как атмосфера там разрежённая.
Понимаю, что время работы прямоточного двигателя будет ограниченным, пока ракета движется в плотных слоях атмосферы.
Я не предлагаю отключать обычный ракетный двигатель. Они должны работать вместе. При уменьшении тяги прямоточного двигателя, тяга обычного ракетного двигателя должна быть снова доведена до номинальной.
А что если в верхних слоях атмосферы вместе с керосином в прямоточный двигатель добавлять ещё и жидкий кислород? Тогда температура горения должна увеличиться и давление воздуха внутри прямоточного двигателя тоже увеличиться. Увы, просчитать не могу этого.

Цитировать

ЦитироватьПочти убедили

Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.

Уже согласен с тем, что ракета с прямоточным двигателем должна разгоняться в нижних слоях атмосферы. Тогда может быть, классические ракетные двигатели быстрее выведут ракету в верхние слои атмосферы.

Без расчётов, увы, беседа заходит в тупик.

ЦитироватьА что если в верхних слоях атмосферы вместе с керосином в прямоточный двигатель добавлять ещё и жидкий кислород? Тогда температура горения должна увеличиться и давление воздуха внутри прямоточного двигателя тоже увеличиться. Увы, просчитать не могу этого.

Это уже получается многорежимный двигатель, рассчитанный на два режима горения: сжатый воздух+керосин и воздух+ЖК+керосин. Расчёт такого двигателя будет исключительно сложен из-за существенно разных режимов горения (а ведь нужно сделать двигатель, который работает на обоих режимах!).

Какова скорость, при которой прямоточные двигатели работают с найбольшей отдачей?
За какое время обычная ракета достигает этой скорости и на какой высоте?

ЦитироватьКакова скорость, при которой прямоточные двигатели работают с найбольшей отдачей?
За какое время обычная ракета достигает этой скорости и на какой высоте?

Выгода ПВРД по сравнению с ТРД начинается с 3-3,5 М.
П. С. могу, конечно, ошибаться.

Для средства доставки на орбиту нет ничего эффективнее ЖРД. Скорее наоборот - ЖРД на сверхзвуковом самолете вполне может оказаться.

http://novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3117&start=630

Можно ведь сделать комбинированный ПВРД с ЖРД, в нижних слоях работает как ПВРД, а на большей высоте начинаем на вход подавать окислитель из баков ракеты, такой двигатель может работать даже вне атмосферы, а система турбин будет работать как ТНА. но УИ будет меньше и ресурс двигателя очень маленький.

ЦитироватьМожно ведь сделать комбинированный ПВРД с ЖРД, в нижних слоях работает как ПВРД, а на большей высоте начинаем на вход подавать окислитель из баков ракеты, такой двигатель может работать даже вне атмосферы, а система турбин будет работать как ТНА. но УИ будет меньше и ресурс двигателя очень маленький.

Он будет дорогой, так как конструкция будет более сложная. Если более сложный - следовательно менее надёжный.

И установка дополнительных прямоточных двигателей также снижает надёжность, так как деталей в ракете становится больше. В этом случае что-то из ракеты придётся убрать, например, одну ступень. :)
В какой-то мере я был неправ, создав эту тему. :D

Каково соотношение массы керосина и массы жидкого кислорода, заправленных в топливные баки ракеты-носителя?
Если в ракете-носителе масса керосина больше массы жидкого кислорода, тогда овчинка не стоит выделки - дополнительные прямоточные двигатели в ракете-носителе не нужны.

ЦитироватьКаково соотношение массы керосина и массы жидкого кислорода, заправленных в топливные баки ракеты-носителя?
Если в ракете-носителе масса керосина больше массы жидкого кислорода, тогда овчинка не стоит выделки - дополнительные прямоточные двигатели в ракете-носителе не нужны.

Для РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

ЦитироватьДля РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

Вот и я говорю: где Скайлон, а где РД-107!

Цитировать

ЦитироватьДля РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

Вот и я говорю: где Скайлон, а где РД-107!

Извиняюсь, нужно было упомянуть двигатель SABRE а не сам скайлон.  :)

Реализация достаточно простая, - ракета представляет из себя несущее тело и начальный разгон производится на ЖРД до высоких скоростных напоров необходимых для обеспечения подъёмной силы и работы ПВРД.
 Водородная ракета наиболее удобна для этой цели.

КБХА

ЦитироватьС  2001 по 2012 немножко здесь  :wink:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24360.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/439347/)
http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/439347/ (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/439347/)
...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24404.jpg)
...

Немножко реальности, думаю, не помешает.

ПВРД, водородный, способен работать до высоты 60 км и 16 М, но! его экономичность с 10 М уже начинает сравниваться с ЖРД... Для небольших скоростей ПВРД может иметь удельную тягу 20 и более, уступая сильно в этом ЖРД. Как только вы захотите разогнаться за 6-8 М, удельная тяга  и расходы вас очень огорчат. Т.е. имеем что ПВРД работает от 3.5 М до 6-8 М. И это при куче расходов и спорных моментов эффективности. А как только делаем шаг за 8-10 М, то расходы растут в геометрической прогрессии, а выжатые характеристи огорчают. И еще, глупо думать, что ВРД работающий от 3 до 10 М будет простым и дешевым. Там нужны будут подвижные элементы в горячем тракте+их приводы+их теплозащита и далее по мясокомбинату.


Это мы еще не рассматривали удельные характеристики топливных баков рассчитанных под поперечные самолетные нагрузки. Высокое совершенство баков ракет обусловлено тем, что у них поперечные нагрузки минимальные по сравнению с тем что испытывают самолеты.
Неверующие смотрят аварию Ариан, когда та разломилась в воздухе.




Еще одна яма в том, что при разработке ступени с ВРД придется сначала лезть в диапазон нагрузок до 10 т, где жуткая конкуренция всяких нуворишей и рынок( если таковой в привычном понимании есть) по сути убыточен.


Исходя из всего описанного проще и дешевле сделать нормальную ракету и не мучиться.

Первая ступень работает обычно менее 3 минут.
Если запустить прямоточный воздушно-реактивный двигатель в плотных слоях атмосферы, тогда можно было бы существенно сэкономить на массе жидкого кислорода в баках. Объём бака для жидкого кислорода можно уменьшить, можно уменьшить тогда либо высоту ступени или увеличить высоту топливного бака с керосином.

Одной минуты работы прямоточного двигателя, я думаю, будет достаточно, чтобы существенно уменьшить расход жидкого кислорода.

Данная доработка позволит использовать существующую инфраструктуру космодрома и позволит задействовать уже существующее оборудование и стартовый стол без существенных доработок.

Здесь нет никакой фантастики.

Хотя в данном случае могу ошибаться, так как не являюсь специалистом в этом вопросе.

Цитировать

ЦитироватьКаково соотношение массы керосина и массы жидкого кислорода, заправленных в топливные баки ракеты-носителя?
Если в ракете-носителе масса керосина больше массы жидкого кислорода, тогда овчинка не стоит выделки - дополнительные прямоточные двигатели в ракете-носителе не нужны.

Для РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

Это журавль в небе. Вы же видите, сколько денег на это дело придётся освоить.

Цитировать

ЦитироватьПочти убедили

Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.

А что если по бокам не первой, а второй ступени установить гиперзвуковой прямоточный воздушо-реактивный двигатель? Разгон осуществляется классическим ракетным двигателем, а прямоточный двигатель начинает работать при достижении необходимой для начала работы гиперзвукового прямоточного двигателя скорости. При этом основной ракетный двигатель, как и вслучае первой ступени, продолжает работать, но с уменьшеной тягой.

Двигателисты могли бы отработать конструкторские решения в этом случае. Кроме того, двигатели могут быть востребованы до создания новых ракетопланов. Хотя могут быть и технические трудности, не дающие возможность использовать данные двигатели

Я не являюсь специалистом в данной области, поэтому мои предложения могут быть ошибочными. Мнение специалистов решающее.

Если ПВРД отработает разгон где-то от 400-600 м/с до 2000-2400 м/с то считайте, он выполнил свою задачу как первая ступень сполна.
 Основной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

ЦитироватьЕсли ПВРД отработает разгон где-то от 400-600 м/с до 2000-2400 м/с то считайте, он выполнил свою задачу как первая ступень сполна.
 Основной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

Неистребимое желание сделать из конфетки гавно про многое говорит...

Я както предлагал похожее решение, но был непонят:( Хотя досихпор непонимаю - почему отдельная летающая коряга, внешне напоминающая летающий кран+эксковатор, предложенная мной, неимеет права на жизнь?? Работает при запуске ракеты она получается всего около минуты, но это эквивалентно десяткам тонн прибавки массы первой ступени, а значит - и хорошая прибавка полезной нагрузки. И - упрощение инфраструктуры старта.

Ну и "мирное" применение коряги - в режиме малой тяги перевозка негабаритных грузов, которые всяким Мриям и не снились:)

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12114&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

Цитировать

ЦитироватьЕсли ПВРД отработает разгон где-то от 400-600 м/с до 2000-2400 м/с то считайте, он выполнил свою задачу как первая ступень сполна.
 Основной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

Неистребимое желание сделать из конфетки гавно про многое говорит...

Каков диапазон скоростей полёта первой и второй ступени?
Использовать допустимый для обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей диапазон скоростей. Затем после того, как прямотоный двигатель уже не сможет обеспечить более высокую скорость, его отключают полностью и увеличивают тягу классического ракетного двигателя до номинальной.
Ограничения обязательно будут.

ЦитироватьВообще, масса у ПВРД отношение масса/тяга для космической ракеты неудовлетворительно из-за того, что её полёт в плотных слоях атмосферы занимает малый участок траектории (плюс - статическое давление и скорость потока на входе в воздухозаборник существенно меняются по высоте).
Другое дело - военные ракеты - для ЗРК либо крылатые большой дальности. Их полёт походит на относительно постоянной высоте на крейсерской скорости.
П. С. не заывайте, что пока что ПВРД эффективны лишь до скоростей 1-1,5 км/с, не более. ГПВРД пока что не вышли за стадию эксперимента.

Тут Вы совершенно правы. Придётся искуственно увеличить время пребывания в плотных слоях атмосферы.
Либо уменьшить угол наклона траектории, чтобы пребывание в нижних слоях атмосферы было более длительным, либо разгон с помощью прямоточных двигателей вести параллельно поверхности Земли.

ЦитироватьОсновной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

Действительно, в плотных слоях атмосферы сопротивление воздуха будет больше и ракета будет сильнее нагреваться, преодолевая это сопротивление.

Недостатки и технические трудности уже начинают вырисовываться всё отчётливее.

ЦитироватьПридётся искуственно увеличить время пребывания в плотных слоях атмосферы.

Гениально! Долго думали?

Цитировать

ЦитироватьПридётся искуственно увеличить время пребывания в плотных слоях атмосферы.

Гениально! Долго думали?

Долго :)

Если ракета летит со средней скоростью 1000 м/с  в течение 60 секунд, длина пути составит 60 км. Если толщина слоя, в котором возможна эффективная работа прямоточного двигателя, всего 20 км, тогда угол наклона траектории по отношению к линии горизонта должен быть 19,4 градуса. То есть около 20 градусов.
Довольно малый угол, почти параллельно поверхности Земли.

Цифры брал "с потолка" для грубой оценки.

ЦитироватьКаков диапазон скоростей полёта первой и второй ступени?
Использовать допустимый для обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей диапазон скоростей. Затем после того, как прямотоный двигатель уже не сможет обеспечить более высокую скорость, его отключают полностью и увеличивают тягу классического ракетного двигателя до номинальной.
Ограничения обязательно будут.

ПВРД на самом деле "это неинтересно", значительно интереснее было бы использовать первую ступень на ТРДД с разгоном до скорости около 600-800 м/с.
 Но для этого нужны подъёмные ТРДД с отношением тяги к массе 15 или больше.

 Такая ракета могла бы взлетать с любой площадки.

Цитировать

ЦитироватьКаков диапазон скоростей полёта первой и второй ступени?
Использовать допустимый для обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей диапазон скоростей. Затем после того, как прямотоный двигатель уже не сможет обеспечить более высокую скорость, его отключают полностью и увеличивают тягу классического ракетного двигателя до номинальной.
Ограничения обязательно будут.

ПВРД на самом деле "это неинтересно", значительно интереснее было бы использовать первую ступень на ТРДД с разгоном до скорости около 600-800 м/с.
 Но для этого нужны подъёмные ТРДД с отношением тяги к массе 15 или больше.

 Такая ракета могла бы взлетать с любой площадки.

То есть взамен классическим ракетным двигателям Вы предлагаете поставить турбореактивный двигатель? Действительно, он не требуед окислителя, а будет исполдьзовать атмосферный кислород.
На какую высоту тогда будет поднимать ракету турбореактивный двигатель? Сколько времени, по Вашему мнению, он должен будет работать? Из какого положения должен производиться старт: горизонтального или вертикального?

Ваша мысль заслуживает внимания!
Действительно, турбореактивный бвигатель можно использовать для отрыва от поверхности Земли и разгона до указанных Вами скоростей с последующим переключением на прямоточные двигатели. Но турбореактивные двигатели можно будет использовать только на первой ступени.

Не будет ли турбореактивный двигатель дороже классического ракетного двигателя, если у них одинаковая тяга?

ЦитироватьТо есть взамен классическим ракетным двигателям Вы предлагаете поставить турбореактивный двигатель? Действительно, он не требуед окислителя, а будет исполдьзовать атмосферный кислород.
На какую высоту тогда будет поднимать ракету турбореактивный двигатель? Сколько времени, по Вашему мнению, он должен будет работать? Из какого положения должен производиться старт: горизонтального или вертикального?

Ваша мысль заслуживает внимания!
Действительно, турбореактивный бвигатель можно использовать для отрыва от поверхности Земли и разгона до указанных Вами скоростей с последующим переключением на прямоточные двигатели. Но турбореактивные двигатели можно будет использовать только на первой ступени.

Не будет ли турбореактивный двигатель дороже классического ракетного двигателя?

Первая ступень это будет несколько многоразовых модулей с ТРДД, они будут разгонять ракету до высоты километров 15-20, при этом траектория уже должна быть достаточно наклонной, - какие параметры не могу сейчас сказать, если хотите, могу попробовать оценить позднее.
 Модули с ТРДД многоразовые.

 Дальше используется одноступенчатая одноразовая или многоразовая ракета, - "в зависимости от интересов". :)

 Проблема в том, что для обеспечения достаточно большой тяговооруженности современные ТРДД "тяжеловаты", если бы отношения тяги к массе было 15-20, то всё бы отлично получалось, но сейчас этот показатель около 10.

Цитировать

ЦитироватьТо есть взамен классическим ракетным двигателям Вы предлагаете поставить турбореактивный двигатель? Действительно, он не требуед окислителя, а будет исполдьзовать атмосферный кислород.
На какую высоту тогда будет поднимать ракету турбореактивный двигатель? Сколько времени, по Вашему мнению, он должен будет работать? Из какого положения должен производиться старт: горизонтального или вертикального?

Ваша мысль заслуживает внимания!
Действительно, турбореактивный бвигатель можно использовать для отрыва от поверхности Земли и разгона до указанных Вами скоростей с последующим переключением на прямоточные двигатели. Но турбореактивные двигатели можно будет использовать только на первой ступени.

Не будет ли турбореактивный двигатель дороже классического ракетного двигателя?

Первая ступень это будет несколько многоразовых модулей с ТРДД, они будут разгонять ракету до высоты километров 15-20, при этом траектория уже должна быть достаточно наклонной, - какие параметры не могу сейчас сказать, если хотите, могу попробовать оценить позднее.
 Модули с ТРДД многоразовые.

 Дальше используется одноступенчатая одноразовая или многоразовая ракета, - "в зависимости от интересов". :)

 Проблема в том, что для обеспечения достаточно большой тяговооруженности современные ТРДД "тяжеловаты", если бы отношения тяги к массе было 15-20, то всё бы отлично получалось, но сейчас этот показатель около 10.

Вы предлагаете использовать самолёт в качестве первой ступени.

ЦитироватьВы предлагаете использовать самолёт в качестве первой ступени.

Это не самолёт, ракета будет взлетать вертикально.

Цитировать

ЦитироватьВы предлагаете использовать самолёт в качестве первой ступени.

Это не самолёт, ракета будет взлетать вертикально.

Тогда разделение первой и второй ступеней придётся производить не на высоте 70 км, как это делается в случае "Зенита", а на высотах от 20 до 30 км.
В другом случае, если ступени разделяются на бОльших высотах, применения ракетных двигателей не избежать, так как в сильно разрежённом воздухе турбореактивный двигатель и прямоточный двигатель работать уже не смогут.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВы предлагаете использовать самолёт в качестве первой ступени.

Это не самолёт, ракета будет взлетать вертикально.

Тогда разделение первой и второй ступеней придётся производить не на высоте 70 км, как это делается в случае "Зенита", а на высотах от 20 до 30 км.
В другом случае, если ступени разделяются на бОльших высотах, применения ракетных двигателей не избежать, так как в сильно разрежённом воздухе турбореактивный двигатель и прямоточный двигатель работать уже не смогут.

Я же сказал, разделение на высоте 15-20 километров, если не ниже. Эти модули с ТРДД просто разгонный блок с высоким удельным импульсом для остальной одноступенчатой ракеты.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВы предлагаете использовать самолёт в качестве первой ступени.

Это не самолёт, ракета будет взлетать вертикально.

Тогда разделение первой и второй ступеней придётся производить не на высоте 70 км, как это делается в случае "Зенита", а на высотах от 20 до 30 км.
В другом случае, если ступени разделяются на бОльших высотах, применения ракетных двигателей не избежать, так как в сильно разрежённом воздухе турбореактивный двигатель и прямоточный двигатель работать уже не смогут.

Я же сказал, разделение на высоте 15-20 километров, если не ниже. Эти модули с ТРДД просто разгонный блок с высоким удельным импульсом для остальной одноступенчатой ракеты.

Одноступенчатая не получится, так как диапазон высот большой. Тянуть на себе всю ракету в верхних слоях атмосферы - значит увеличить площадь поврехности, соприкасающейстя с воздухом.

Сомневаюсь что ТРД потянут вертикальный старт, а вот с гиперзвуковыми двигателями, крылатая ракета с горизонтального старта может быть довольно успешной.

ЦитироватьСомневаюсь что ТРД потянут вертикальный старт, а вот с гиперзвуковыми двигателями, крылатая ракета с горизонтального старта может быть довольно успешной.

Чтобы гиперзвуковой двигатель заработал, ракету придётся сначала разогнать до гиперзвуковых скоростей. Тут ещё появится одна пакость - ракета расплавится в плотных слоях атмосферы в этом случае. Самолёт SR-71 Blackbird летал со скоростью не более 3,5 М.
А вот на второй ступени это возможно.

Всё-таки настаиваю на совместной работе классических ракетных двигателей и прямоточных воздушно-реактивных. Это не настолько фантастично и, возможно, технически осуществимо. Кроме того, не нужно существенно менять ныне существующую инфраструктуру.
Хотя, возможно, через десять лет ракеты будут заменены на другие летательные аппараты, так как прогресс не стоит на месте.

ЦитироватьВсё-таки настаиваю на совместной работе классических ракетных двигателей и прямоточных воздушно-реактивных. Это не настолько фантастично и, возможно, технически осуществимо. Кроме того, не нужно существенно менять ныне существующую инфраструктуру.
Хотя, возможно, через десять лет ракеты будут заменены на другие летательные аппараты, так как прогресс не стоит на месте.

Тонна-другая алюминия и десяток-полтора почти бесплатного кислорода много дешевле вашей идеи, а экономия массы РН на старте дает малый выйгрыш для ПН (много меньше, чем экономия массы на второй и далее ступенях) но массу Вам все равно почти не сэкономить:(

ЦитироватьВсё-таки настаиваю на совместной работе классических ракетных двигателей и прямоточных воздушно-реактивных. Это не настолько фантастично и, возможно, технически осуществимо. Кроме того, не нужно существенно менять ныне существующую инфраструктуру.
Хотя, возможно, через десять лет ракеты будут заменены на другие летательные аппараты, так как прогресс не стоит на месте.

никаких обозримых перспектив на ближайшие лет 40-60, разве что чудо...

Цитировать

ЦитироватьВсё-таки настаиваю на совместной работе классических ракетных двигателей и прямоточных воздушно-реактивных. Это не настолько фантастично и, возможно, технически осуществимо. Кроме того, не нужно существенно менять ныне существующую инфраструктуру.
Хотя, возможно, через десять лет ракеты будут заменены на другие летательные аппараты, так как прогресс не стоит на месте.

Тонна-другая алюминия и десяток-полтора почти бесплатного кислорода много дешевле вашей идеи, а экономия массы РН на старте дает малый выйгрыш для ПН (много меньше, чем экономия массы на второй и далее ступенях) но массу Вам все равно почти не сэкономить:(

Вы имеете в виду алюминиевую пудру ("серебрянку")?
Алюминий окислится и превратится в оксид алюминия. Что тогда будет рабочим телом, которое должно под нагревом создать разность давлений?

На страницах Википедии нашёл фотографию гиперзвукового прямоточного двигателя.
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%B8%D0%BF%D0%B5%D1%80%D0%B7%D0%B2%D1%83%D0%BA%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D0%B9_%D0%BF%D1%80%D1%8F%D0%BC%D0%BE%D1%82%D0%BE%D1%87%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B2%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D1%83%D1%88%D0%BD%D0%BE-%D1%80%D0%B5%D0%B0%D0%BA%D1%82%D0%B8%D0%B2%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49897.jpg)
Надпись под рисунком: "Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель летающей лаборатории ГЛЛ-АП на МАКС-2009"

А что, если такой двигатель поставить на боковую стенку второй ступени ракеты?

Вот тут двигателестроители могли бы отработать конструкцию двигателя и найти ему применение. Надеюсь, что сама идея применения на ракете-носителе непорочна.
Доработать можно любую вторую ступень с керосином в качестве горючего и с жидким кислородом в качестве окислителя.
Способ работы тот же самый. После отделения первой ступени запускается классический ракетный двигатель, а через 20 секунд после достижения необходимой для работы скорости включается гиперзвуковой прямоточный двигатель. Работать двигатель будет до тех пор, пока разрежение воздуха не достигнет критической величины, после которой двигатель перестаёт быть работоспособным. Двигатель нужно будет отключить вовремя до прекращения работы по естественным причинам. Ракетный двигатель не останавливается вплоть до следующего разделения ступеней.
_____________________________________
Это не по теме, но интересно: http://www.vokrugsveta.ru/vs/article/6224/

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВсё-таки настаиваю на совместной работе классических ракетных двигателей и прямоточных воздушно-реактивных. Это не настолько фантастично и, возможно, технически осуществимо. Кроме того, не нужно существенно менять ныне существующую инфраструктуру.
Хотя, возможно, через десять лет ракеты будут заменены на другие летательные аппараты, так как прогресс не стоит на месте.

Тонна-другая алюминия и десяток-полтора почти бесплатного кислорода много дешевле вашей идеи, а экономия массы РН на старте дает малый выйгрыш для ПН (много меньше, чем экономия массы на второй и далее ступенях) но массу Вам все равно почти не сэкономить:(

Вы имеете в виду алюминиевую пудру ("серебрянку")?
Алюминий окислится и превратится в оксид алюминия. Что тогда будет рабочим телом, которое должно под нагревом создать разность давлений?

Вы о чем?
Я о конструкциях баков для ЖК

Это не просто движок, это весь ЛА, на данный момент ГПВРД делают заодно с корпусом, так как корпус определенной геометрии есть часть двигателя, ГО и корпус ракеты выше ваших "ГПВРД" будут препятствовать их работе, время же нахождения второй ступени в достаточно плотной атмосфере слишком мало - это не позволит сэкономить достаточно массы ЖК. Кроме того работающих, а не эксперементальных ГПВРД пока нет и все они имеют очень малые размеры

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24461.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/361611/)
http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/361611/ (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/361611/)

ЦитироватьЭто не просто движок, это весь ЛА, на данный момент ГПВРД делают заодно с корпусом, так как корпус определенной геометрии есть часть двигателя, ГО и корпус ракеты выше ваших "ГПВРД" будут препятствовать их работе, время же нахождения второй ступени в достаточно плотной атмосфере слишком мало - это не позволит сэкономить достаточно массы ЖК. Кроме того работающих, а не эксперементальных ГПВРД пока нет и все они имеют очень малые размеры

Вы правы.
Разделение первой ступений происходит на высоте от 70 до 80 км.
Гиперзвуковые двигатели способны работать на высотах менее 50 км. ( http://www.testpilot.ru/russia/tsiam/igla/igla.htm )

Выводы:
1) дешевле и надёжнее использовать отработанные в техническом плане решения с классическими ракетными двигателями, хотя носить на себе окислитель не очень правильно, согласитесь, особенно, если этого можно не делать;
2) прямоточные двигатели можно установить только на первой ступени ракеты-носителя при условии изменения траектории полёта на гораздо более пологую.

Прямоточные двигатели можно было бы использовать на первых ступенях ракет, стартующих с самолёта, так как сразу после старта ракеты участок траектории при разгоне будет пологим, следовательно, время пребывания в нижних слоях атмосферы будет продолжительным.

Помнится, Старый как-то писал, что всё, что предназначено для длительного полёта в атмосфере /самолёты, крылатые ракеты/ имеет крылья и воздушно реактивные двигатели; всё для короткого энергичного полёта /МБР, РН, ЗУР/ имеет жидкостные или твердотопливные ракетные двигатели и никаких крыльев. Везде и всегда. Это закон.

ЦитироватьПомнится, Старый как-то писал, что всё, что предназначено для длительного полёта в атмосфере /самолёты, крылатые ракеты/ имеет крылья и воздушно реактивные двигатели; всё для короткого энергичного полёта /МБР, РН, ЗУР/ имеет жидкостные или твердотопливные ракетные двигатели и никаких крыльев. Везде и всегда. Это закон.

Дело вот в чём, для "АКСов", - крылатых аппаратов с ВРД на первой ступени "не было временного периода существования".
 Где-то до 80-х годов продолжалась тенденция "увеличения размера стандартной серийно ракеты", Шаттл и РН "Энергия" являются завершающим этапом этого развития.
 Ракеты стали размером около 2000 тонн, а для таких размеров "самолётная конструкция" становится слишком тяжелой.

 Потом выяснилось, что часто летать в космос вообще нет необходимости и разного рода варианты "АКСов" остались не востребованы.

Да даже когда и наступит время, когда летать надо будет часто, то и в этом случае, скорее, построят электромагнитную эстакаду в Гималаях или на Андах, нежели свяжутся с АКС.

Овчинка выделки не стоит.
Тему можно закрывать.

ЦитироватьДа даже когда и наступит время, когда летать надо будет часто, то и в этом случае, скорее, построят электромагнитную эстакаду в Гималаях или на Андах, нежели свяжутся с АКС.

Эстакада будет стоить сотни миллиардов долларов, АКС, - самое большее несколько десятков.

 Если вам надо будет летать каждый день сотни раз, то да, стройте эстакаду. :)

Почему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66103.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66104.gif)

ЦитироватьПочему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66103.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66104.gif)

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

ЦитироватьПочему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"?

Чтобы не связываться с геморроем.

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66103.jpg)

Атас! Мрия в космосе!

Цитировать

ЦитироватьПочему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66103.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66104.gif)

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

Горизонтальным полёт будет после отсоединения ракеты от самолёта. Затем, по мере разгона, займёт вертикальное положение. На высотах до 30 километров прямоточный двигатель мог бы разгонять ракету, при этом кушая атмосферный воздух, а не окислитель из бака.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПочему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66103.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66104.gif)

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

Горизонтальным полёт будет после отсоединения ракеты от самолёта. Затем, по мере разгона, займёт вертикальное положение. На высотах до 30 километров прямоточный двигатель мог бы разгонять ракету, при этом кушая атмосферный воздух, а не окислитель из бака.

Я только про ракету и говорил...
зачем разгонятся продираясь и греясь в атмосфере, затрачивая нехило энергии на потдержание полета, если можно сделать это за 3-4 минуты в вакууме?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПочему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66103.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66104.gif)

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

Горизонтальным полёт будет после отсоединения ракеты от самолёта. Затем, по мере разгона, займёт вертикальное положение. На высотах до 30 километров прямоточный двигатель мог бы разгонять ракету, при этом кушая атмосферный воздух, а не окислитель из бака.

Я только про ракету и говорил...
зачем разгонятся продираясь и греясь в атмосфере, затрачивая нехило энергии на потдержание полета, если можно сделать это за 3-4 минуты в вакууме?

Речь о гиперзвуковых прямоточных двигателях в данном случае не идёт. Речь идёт об ОБЫЧНЫХ сверхзуковых прямоточных двигателях, работающих на скоростях до 5 М. То есть перегрева, вызванного движением на гиперзвуковых скоростях, не будет.
Похоже, я рановато поспешил похоронить тему.
Прямоточные двигатели могут работать на высотах до 30 км, а это весьма продолжительный участок траектории полёта. Разделение первой ступени происходит на высотах от 70 до 80 километров. Длина пути с работающими прямоточными двигателями будет более 30 км и в том случае, если ракета двигается почти перпендикулярно к поверхности Земли. На высотах до 30 км сила тяготения больше, чем в верхних слоях атмосферы и затраты грючего с окислителем получаются найбольшими. По-моему целесообразно применить прямоточный двигатель.
Поправьте меня, если ошибаюсь.
Атмосферный воздух состоит из азота (80%) и из кислорода (20%). Тягу в прямоточном двигателе, в основном, создаёт азот, как рабочее тело. В этом случае понадобится топливо (керосин) с массой, равной 10% от массы поглощаемого двигателем воздуха. В ракетном же двигателе рабочим телом будет углекислый газ, который является продуктом горения. То есть видно, что на высотах до 30 километров прямоточный двигатель израсходует топлива почти в два раза меньше(весьма ориентировочно), чем ракетный двигатель. Кроме того, окислитель берётся из воздуха и его можно расходовать только при работе ракетного двигателя, он всё равно будет нужен, так как ракетный двигательне НЕ отключается после старта. А прямоточный двигатель включается по достижению скорости чуть менее скорости звука и отключается на высотах более 30 км.

ЦитироватьРечь о гиперзвуковых прямоточных двигателях в данном случае не идёт. Речь идёт об ОБЫЧНЫХ сверхзуковых прямоточных двигателях, работающих на скоростях до 5 М.

Одна из "небольших проблем" состоит в том, что "обычных сверхзвуковых двигателей" работающих на скоростях больше скорости 3M существовало как-то не очень много.
 Особенно двигателей с тягой достаточной для аппарата массой в сотни тонн, по-моему таких вообще не существовало. :)

Цитировать

ЦитироватьРечь о гиперзвуковых прямоточных двигателях в данном случае не идёт. Речь идёт об ОБЫЧНЫХ сверхзуковых прямоточных двигателях, работающих на скоростях до 5 М.

Одна из "небольших проблем" состоит в том, что "обычных сверхзвуковых двигателей" работающих на скоростях больше скорости 3M существовало как-то не очень много.
 Особенно двигателей с тягой достаточной для аппарата массой в сотни тонн, по-моему таких вообще не существовало. :)

Эти "сотни тонн" как раз составляют не полезная нагрузка, а компоненты топлива, даже не сама ракета как таковая.

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

Fed!
Спасибо за Ваше интересое сообщение.
Вертикальный старт вне конкуренции, так как отрабатывался десятилетиями.

Цитироватьну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

Зачем именно Ту-160, "Мрію" тоже можно задействовать, готовый самолёт, к тому же работающий. На высоту 10 км спокойно может поднять ракету.
Похоже, с оценкой стоимости Вы уже заметно преувеличили.

Цитироватьну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

Во-первых, зачем вам нужен ПВРД, а если уж ПВРД то зачем ПВРД на керосине, - вы на нём до 6 махов не разгонитесь.

 Во-вторых, используя воздушный старты вы можете стартовать, например, хоть из Жуковского, лететь куда надо и там осуществлять старт второй ступени.
 И никаких вам "бетонных работ на крайнем севере и на Дальнем Востоке". :)

Цитироватьну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

Вы предлагаете способ ухуждшить параметры  средства выведения. это должно быть очевидно.

Цитировать

Цитироватьну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД).

Зачем именно Ту-160, "Мрію" тоже можно задействовать, готовый самолёт, к тому же работающий. На высоту 10 км спокойно может поднять ракету.
Похоже, с оценкой стоимости Вы уже заметно преувеличили.

Ну ту-144 и ту-160 тоже вроде как работающие и не хуже мрии :-) так что это не довод.

по остальному - насколько я понимаю, основная задача воздушного старта не поднять повыше, а разогнать до высоких скоростей используя кислород воздуха для повышения удельного импульса. если мы говорим не об орбитальном самолете для тайных операций, а о доставке груза на орбиту, то для этих целей мрия однозначно не годится - слишком мало приращение скорости за счет воздушного старта. нам нужно разгонять до 8000 м/с, а делать это с нуля или с 300 м/с роли не играет. и отладить саму систему старта - геморр будет не слабый. эт вам не х-55 запустить. посмотрите насколько по сложности организации отличается старт союза и С-300 или даже тополя. рутан со своим детищем это доказывает всему миру - поднять на 100 с гаком км можем, а приращения скорости сверх 2 км/сек не даем. либо нужно будет делать систему не двухступенчатой, а трехступенчатой, что еще более усложняет систему.

а вот если мы будем стартовать ракетную ступень с 5-6М, то прирост скрости за счет воздушного старта будет уже существенный - фактически полная замена первой ракетной ступени. посему я и отталкивался от тушек. если мне не изменяет мой склероз, то 144 до 2,7М разгоняли. канеш это не 6М, но как база для разработки подходящей машины годится несколько больше чем дозвуковая мрия. да и весовые характеристики более подходящие.

оценка стоимости канеш очень приблизительная, но я реально не вижу почему она может быть дешевле. если сейчас ту160 стоит примерно 250 лимонов зеленых тугриков за штуку, то почему существенно более сложная машина да еще в очень малой серии не может стоить 500 лимонов?

а стоимость разработки в 3,5-4 лярда зеленых вполне не много еще для такой сложной системы. сравните с другими сложными проектами. например А380 стоил в разработке 12 лярдов евро. нам канеш так не жить :-), но 30% от этой суммы вынь и положь. или гордость российского авиапрома - расработка машины с двиглом вместе под 2 лярда стоил. если у вас есть более достовеные  данные и прикидки, то выкладывайте, не стесняйтесь.

Все разумеется ИМХО.

Цитировать

Цитироватьну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

Во-первых, зачем вам нужен ПВРД, а если уж ПВРД то зачем ПВРД на керосине, - вы на нём до 6 махов не разгонитесь.

 Во-вторых, используя воздушный старты вы можете стартовать, например, хоть из Жуковского, лететь куда надо и там осуществлять старт второй ступени.
 И никаких вам "бетонных работ на крайнем севере и на Дальнем Востоке". :)

да мне как раз больше не нужно :-).

вы обращаете внимание на несущественные детали - ПВРД, керосин.

я брал ПВРД и керосин, так как для технической и экономической оценки параметров системы они вполне подходят. если вам не нравится ПВРД, заменим на какую-то прямоточную хрень, а керосин на горючее.

фраза звучит так - самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на какой-то прямоточной хрени до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн горючего. далее старт второй ракетной ступени.

если вы предлагаете другую комбинацию, то выложите ее здесь и мы оценим ее на экономику и технику.

Цитировать

Цитироватьну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

Вы предлагаете способ ухуждшить параметры  средства выведения. это должно быть очевидно.

Честно говоря, я не понял - туповат :-). вы мне можете пальцем показать, где я настолько ухудшил параметры системы, что получил существенно другую систему.

ИМХО, я просто сделал достаточно приблизительные оценки с довольно негативными выводами.

ЦитироватьИМХО, я просто сделал достаточно приблизительные оценки с довольно негативными выводами.

То, что вы предлагаете, называется АКС (авиационно космическая система). На форуме обсуждается время от времени. В разделе "концепция" есть тема про АКС "Гиперкуб".
Сейчас англичане разрабатывают двигатель для одноступенчатой! АКС "Скайлон"  (Skylon).

В общем, почитайте, есть много интересного.

Валерий, в свое время я этого начитался до ряби в глазах. Все эти системы реализуемы, но дают отдачу только если летать каждую неделю. от 300 стартов система становится рентабельной.

реально сильной экономии не получается поскольку массовое совершенство системы не улучшается даже не смотря на восьми-десятикратное увеличение удельного импульса двигателей атмосферной ступени. просто масса используемого топлива уменьшается, но благодаря существенно возрастающим аэродинамическим нагрузкам масса конструкции растет практически в той же пропорции.

а насколько мне известно, тонна керосина или кислорода стоит несколько дешевле тонны способного летать алюминия и титана.

все разумеется ИМХО.

ЦитироватьВалерий, в свое время я этого начитался до ряби в глазах. Все эти системы реализуемы, но дают отдачу только если летать каждую неделю. от 300 стартов система становится рентабельной.

Ну, если летать каждую неделю, то это будет 52 полета в год. Но, в принципе вы правы, для АКС считается необходимо порядка 100 полетов в год. Но нужно помнить, что это полеты первой ступени. Вторых ступеней несколько и они летают в разы меньше, а иногда может использоваться условно одноразовая ступень.

Кроме того есть и другие варианты - разработка на тех же принципах межконтинентального гражданского или боевого самолета, или использование первой ступени для суборбитальных полетов.

На самом деле проблемой для АКС является высокая цена разработки, хотя сейчас продолжают разрабатывать Скайлон......

Цитироватьреально сильной экономии не получается поскольку массовое совершенство системы не улучшается даже не смотря на восьми-десятикратное увеличение удельного импульса двигателей атмосферной ступени. просто масса используемого топлива уменьшается, но благодаря существенно возрастающим аэродинамическим нагрузкам масса конструкции растет практически в той же пропорции.

Цхе, а это уже совсем другая проблема. Вот здесь: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12935 я пытался обсудить один интересный анализ Кузнечика по сравнению с Фальконом9 (как я понимаю, старой его версии).

И, судя по этому анализу, у одноразовой ракеты с конечной массой первой ступени 5% от стартовой, ПН составит 3,278% от стартовой массы ракеты.
Для ракеты с многоразовой первой ступенью, которая имеет в момент отделения удельную массу в два раза хуже (10%), чем одноразовая, масса  ПН составляет 2,818%
Если масса многоразовой первой ступени в момент разделения в три раза хуже, чем у одноразовой, и составляет 15% от стартовой массы ступени, то масса ПН ракеты-носителя будет 2,359% от взлетной массы ракеты.

Причем этот расчет не говорит не говорит ничего о том, какой должна быть эта ступень - крылатой или бескрылой, и как она будет тормозить и возвращаться.

Но продолжить обсуждение этого анализа, мне кажется лучше там http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12935&start=0

Валерий, из 180 тонн стартовой массы первой ступени союза на железо приходится только 14 тонн (8%), а из 275 тонн стартовой массы Ту-160 на железо приходится уже 110 тонн (40%).

я не представляю как можно сделать первую воздушно-реактивную ступень с лучшими весовыми показателями.

кста, масса пустого шаттла - 80 тонн (грузоподъемность 25)

кста, я не сказал, что система окупится за год. мой тезис - частота еженедельно и минимум 300 полетов до получения первой прибыли если сравнивать с конвенциональными носителями.

"Но нужно помнить, что это полеты первой ступени. Вторых ступеней несколько и они летают в разы меньше, а иногда может использоваться условно одноразовая ступень."

а какое отношение имеет цвет штанов космонавтов к воздушному старту? ИМХО он, одинаков в обоих случаях. особенно если плотно покушать перед стартом :-)

если мы сравниваем воздушный старт с конвенциональным, то это в основном влияет только на первую ступень. на вторую - постольку поскольку.

ИМХО

"Кроме того есть и другие варианты - разработка на тех же принципах межконтинентального гражданского или боевого самолета, или использование первой ступени для суборбитальных полетов."

Так я именно от этого варианта и отталкивался - ту144/ту160 плюс прямоточники до 6М и 35 км.

ЦитироватьВалерий, из 180 тонн стартовой массы первой ступени союза на железо приходится только 14 тонн (8%), а из 275 тонн стартовой массы Ту-160 на железо приходится уже 110 тонн (40%).

я не представляю как можно сделать первую воздушно-реактивную ступень с лучшими весовыми показателями.

кста, масса пустого шаттла - 80 тонн (грузоподъемность 25)

А вы по ссылке сходили? Хотя бы ради любопытства.

Цитироватькста, я не сказал, что система окупится за год. мой тезис - частота еженедельно и минимум 300 полетов до получения первой прибыли если сравнивать с конвенциональными носителями.

это очень круто, если окупится за три года (по сто полетов в год), тем более сравнению с конверсионными носителями ;)
Простите, я в это не верю.

Цитироватьда мне как раз больше не нужно :-).

вы обращаете внимание на несущественные детали - ПВРД, керосин.

я брал ПВРД и керосин, так как для технической и экономической оценки параметров системы они вполне подходят. если вам не нравится ПВРД, заменим на какую-то прямоточную хрень, а керосин на горючее.

фраза звучит так - самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на какой-то прямоточной хрени до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн горючего. далее старт второй ракетной ступени.

если вы предлагаете другую комбинацию, то выложите ее здесь и мы оценим ее на экономику и технику.

Обыкновенная двухступенчатая водородная крылатая ракета стартующая с дозвукового самолёта на высоте около 10000 метров.
 Двигатель, - ЖРД с соплом внешнего расширения, вакуумный удельный импульс 485 секунд.

 Что-то вроде этого, но использовать водород.

 http://aeronavtika.com/news/Krupnejshaja-sistema-vozdushnogo-starta-v-kosmos

Эх, где такая трава знатная?  :D

У ЖРД с соплом внешнего расширения есть веселая фундаментальная проблема: или хороший импульс с плохими массовыми показателями, или хорошие( нормальные) массовые показатели с несколько меньшим импульсом.  Большая поверхность омываемая горячими газами просто так не дается. Для ее снижения супостат даже пытался конус обрезать и из обрезанной вершины конуса выпускать газы ТНА. Но в резултате проседал УИ.


Что же до крылатой ступени, то вес крыльев и усиления корпуса для поперечных нагрузок съедят массовое совершенство сильно. Неверующие смотрят как развалилась Ариан-5 при превышении поперечных перегрузок. Так что выбираем либо высокое совершенство+вертикаль, либо низкое совершенство + участок горизонтального полета.


Да, что-то я обычных летающих движков с УИ 485 не припомню... А тут хотелки на 485 с весьма сомнительным техническим решением совмещают  :D

Цитироватьhttp://aeronavtika.com/news/Krupnejshaja-sistema-vozdushnogo-starta-v-kosmos

Тут много раз смеялись над подобными проектами. Но помоему этот двухфюзеляжный самолёт просто создан для демонстрации тупиковости концепции. Смотрим как подвешена ракета и осознаем, что это не игрушка, а реальная конструкция. Если бы они взяли обычную одноразовую, она бы разломилась в таком положении. Значит нужна конструкция которая нормально держит еще и боковую нагрузку. Потери в массом совершенстве отнимут больше ПН чем прибавит подъем старта на 10 км. Расчетов нет но думаю и так понятно.

Посторонний.Для  задач вывода полезного груза ваша схема с ПВРД не подходит, как велосипед для путешествия из вашего города(ayлa) до Антарктиды.

ЦитироватьЭх, где такая трава знатная?  :D

У ЖРД с соплом внешнего расширения есть веселая фундаментальная проблема: или хороший импульс с плохими массовыми показателями, или хорошие( нормальные) массовые показатели с несколько меньшим импульсом.  Большая поверхность омываемая горячими газами просто так не дается. Для ее снижения супостат даже пытался конус обрезать и из обрезанной вершины конуса выпускать газы ТНА. Но в резултате проседал УИ.

Что же до крылатой ступени, то вес крыльев и усиления корпуса для поперечных нагрузок съедят массовое совершенство сильно. Неверующие смотрят как развалилась Ариан-5 при превышении поперечных перегрузок. Так что выбираем либо высокое совершенство+вертикаль, либо низкое совершенство + участок горизонтального полета.

Да, что-то я обычных летающих движков с УИ 485 не припомню... А тут хотелки на 485 с весьма сомнительным техническим решением совмещают  :D

Был прототип такого двигателя "вместо SSME", однако предпочли традиционное решение.
 Двигатель с соплом внешнего расширения лучше всем кроме одного, - он значительно сложнее обычного.

 Что касается поверхности, - тут есть совершенно другое мнение, что поверхность у аэроспайка мала и недостаточна для того, чтобы ТНА крутить водородом.
 Вы там между собой решите, что правильно, Bell высказывал такую точку зрения. :P

 Относительно "наличия крыльев", - можно использовать несущее тело, сперва ракета провалится в атмосферу до необходимого скоростного напора, зато нет утяжеления конструкции.

Цитировать

Цитироватьhttp://aeronavtika.com/news/Krupnejshaja-sistema-vozdushnogo-starta-v-kosmos

Тут много раз смеялись над подобными проектами. Но помоему этот двухфюзеляжный самолёт просто создан для демонстрации тупиковости концепции. Смотрим как подвешена ракета и осознаем, что это не игрушка, а реальная конструкция. Если бы они взяли обычную одноразовую, она бы разломилась в таком положении. Значит нужна конструкция которая нормально держит еще и боковую нагрузку. Потери в массом совершенстве отнимут больше ПН чем прибавит подъем старта на 10 км. Расчетов нет но думаю и так понятно.

Есть видео с аварией, по-моему, ракеты Delta 2, где она кувыркается во время полёта, однако не разваливается.
 Так что ваши опасения наверняка сильно преувеличены. :)

 Собственно вот это видео, обратите внимание, что даже ускорители отлетели не сразу.

 http://www.youtube.com/watch?v=N1XE_awXEA4

ЦитироватьНо помоему этот двухфюзеляжный самолёт просто создан для демонстрации тупиковости концепции. Смотрим как подвешена ракета и осознаем, что это не игрушка, а реальная конструкция. Если бы они взяли обычную одноразовую, она бы разломилась в таком положении.

Баки, когда наддуты - очень прочные. Попробуй поломать бутылку с газировкой.
Тут, как понимаю, подвес за середину бака.

ЦитироватьВалерий, из 180 тонн стартовой массы первой ступени союза на железо приходится только 14 тонн (8%), а из 275 тонн стартовой массы Ту-160 на железо приходится уже 110 тонн (40%).

я не представляю как можно сделать первую воздушно-реактивную ступень с лучшими весовыми показателями.

Ступени не нужна кабина, изменяемая геометрия крыла и бомболюк. А также прочность, позволяющая выдерживать близкие разрывы снарядов. :)

ЦитироватьЕсть видео с аварией, по-моему, ракеты Delta 2, где она кувыркается во время полёта, однако не разваливается.
 Так что ваши опасения наверняка сильно преувеличены. :)

 Собственно вот это видео, обратите внимание, что даже ускорители отлетели не сразу.

 http://www.youtube.com/watch?v=N1XE_awXEA4

новое слово в авиастроении. и нахрены было майстрячить 110-тонный ту-160 если 15-20 могут делать то же самое :-)

ЦитироватьСтупени не нужна кабина, изменяемая геометрия крыла и бомболюк. А также прочность, позволяющая выдерживать близкие разрывы снарядов. :)

Ден, если взялись троллить, то под мостом самое место.

зачем останавливаться на кабине, стреловидности и бомболюке. по мере развития техники предлагаю так же убрать крылья вообще, шасси, баки, двигатели и горизонтальный старт. так победим

вообще если по ТРИЗу, то ИКР развития системы - ракеты нет, но груз на орбите.

Цитировать

ЦитироватьЕсть видео с аварией, по-моему, ракеты Delta 2, где она кувыркается во время полёта, однако не разваливается.
 Так что ваши опасения наверняка сильно преувеличены. :)

 Собственно вот это видео, обратите внимание, что даже ускорители отлетели не сразу.

 http://www.youtube.com/watch?v=N1XE_awXEA4

новое слово в авиастроении. и нахрены было майстрячить 110-тонный ту-160 если 15-20 могут делать то же самое :-)

Ни коим образом не могут "делать то же самое", никто и не предлагает "делать то же самое", Ту-160 долгие годы самостоятельно летает часами в сложных метеорологических условиях и прочее, и прочее, что требуется для самолёта, а ракета воздушного старта должна быть прочной "в надутом состоянии" во время доставки до места разделения и в процессе выведения на орбиту.

 Вот вам пример, - пластиковая бутылка может служить много раз, и под давлением она прочнее стеклянной и даже металлической тары, но за пару лет материал деградирует и сотрётся при постоянном использовании.

Цитироватьзачем останавливаться на кабине, стреловидности и бомболюке. по мере развития техники предлагаю так же убрать крылья вообще, шасси, баки, двигатели и горизонтальный старт. так победим

А я вообще противник горизонтального старта :)
Но раз уж обсуждают...

Цитировать

Цитироватьзачем останавливаться на кабине, стреловидности и бомболюке. по мере развития техники предлагаю так же убрать крылья вообще, шасси, баки, двигатели и горизонтальный старт. так победим

А я вообще противник горизонтального старта :)
Но раз уж обсуждают...

Сделайте вертикальный старт "с футбольного поля" и "нет проблем", пока везде городят специализированные сооружения для вертикального старта.
 И то проблемы будут, к "футбольному полю" надо подогнать инфраструктуру, а в случае воздушного старта мы имеем возможность взлетать с аэродрома, который находится рядом с объектами этой самой нужной нам инфраструктуры.

ЦитироватьНи коим образом не могут "делать то же самое", никто и не предлагает "делать то же самое", Ту-160 долгие годы самостоятельно летает часами в сложных метеорологических условиях и прочее, и прочее, что требуется для самолёта, а ракета воздушного старта должна быть прочной "в надутом состоянии" во время доставки до места разделения и в процессе выведения на орбиту.

 Вот вам пример, - пластиковая бутылка может служить много раз, и под давлением она прочнее стеклянной и даже металлической тары, но за пару лет материал деградирует и сотрётся при постоянном использовании.

мы что здесь обсуждаем - воздушный старт или стабильность дельты? не нужно уводить дискуссию в сторону.

наддув баков до состояния бутылки с газировкой будет играть существенную роль только в случае с ракетой, где весь объем занят топливом. в самоле наддув баков для придания системе механической устойчивости не сработает.

мы ведь хотим топливо сэкономить :-)

значит первая ступень воздушного старта должна быть самолем, а не летающей цистерной и должна иметь конструктивные решения, черты и параметры самолей на 5М (пусть и экспериментальных), а у них до 50% стартовой массы занимает конструкция.

и хоть надувайте вы ее, хоть обоями обклеивайте, меньше не будет поскольку физика.

IMHO

Цитировать

Цитироватьзачем останавливаться на кабине, стреловидности и бомболюке. по мере развития техники предлагаю так же убрать крылья вообще, шасси, баки, двигатели и горизонтальный старт. так победим

А я вообще противник горизонтального старта :)
Но раз уж обсуждают...

Дем, я тоже далеко не сторонник. по крайней мере в среднесрочной перспективе.

по теме:

если некто майстрячит воздушный старт, то самолю нужна кабина для экипажа и "бомболюк" для сброса второй ступени. сажать на автомате канеш можно, но стремно. гробанется и система встанет. можно канеш постоить штук 5 как шаттлов, но и стоить будет соизмеримо, а это оч плохо.

стреловидность канеш не обязательна. можно компенсировать за счет большего расхода топлива на взлетном режиме.

все возможности снизить сухую массу птицы ограничиваются 5-10%. эта штука должна получить сертификацию для самолей по всем параметрам, а это не жук чихнул.

так что меняем шило на мыло - вместо массы дешевого топлива будем таскать массу дорогого железа.

ИМХО

Цитироватьмы что здесь обсуждаем - воздушный старт или стабильность дельты? не нужно уводить дискуссию в сторону.

наддув баков до состояния бутылки с газировкой будет играть существенную роль только в случае с ракетой, где весь объем занят топливом. в самоле наддув баков для придания системе механической устойчивости не сработает.

мы ведь хотим топливо сэкономить :-)

значит первая ступень воздушного старта должна быть самолем, а не летающей цистерной и должна иметь конструктивные решения, черты и параметры самолей на 5М (пусть и экспериментальных), а у них до 50% стартовой массы занимает конструкция.

и хоть надувайте вы ее, хоть обоями обклеивайте, меньше не будет поскольку физика.

IMHO

У White Knight конструкция без двигателей около 8%. :P

 Также я выше упоминал носитель построенный по принципу несущего тела, у него нет крыльев вообще. :)

 Что касается экономии, то в случае воздушного старта экономия заключается в том, что мы взлетаем из удобного места, а не живём в неудобном месте, где можно построить старт ракеты.

ЦитироватьСделайте вертикальный старт "с футбольного поля" и "нет проблем", пока везде городят специализированные сооружения для вертикального старта.
 И то проблемы будут, к "футбольному полю" надо подогнать инфраструктуру, а в случае воздушного старта мы имеем возможность взлетать с аэродрома, который находится рядом с объектами этой самой нужной нам инфраструктуры.

т.е. вы считаете, что воздушный старт сложной технической системы, где все по определению против нас, организовать проще, чем наземный старт, где нам ничто не мешает? оригинально.

имеете ли вы или имели ли вы в прошлом отношение к разработке и испытаниям хоть сколько-нибудь сложной технической системы?

смею вас заверить, что организовать воздушный старт даже досконально отработанной на земле системы будет стоить в разы сложнее, чем новой системы наземного старта.

далеко ходить не надо. тополь надежно стартует уже 30 лет, но переделка его на подводный старт стоила массу траблов. буде кому взбредет в голову стартонуть его с самоля на 6М, проблем отгребет по полной программе. так это твердотопливник. а если взять криогенные компоненты ....

вы представляете себе количество контролируемых параметров при старте?

ЦитироватьУ White Knight конструкция без двигателей около 8%. :P

 Также я выше упоминал носитель построенный по принципу несущего тела, у него нет крыльев вообще. :)

 Что касается экономии, то в случае воздушного старта экономия заключается в том, что мы взлетаем из удобного места, а не живём в неудобном месте, где можно построить старт ракеты.

8% чего по отношению к чему?

Цитировать

ЦитироватьУ White Knight конструкция без двигателей около 8%. :P

 Также я выше упоминал носитель построенный по принципу несущего тела, у него нет крыльев вообще. :)

 Что касается экономии, то в случае воздушного старта экономия заключается в том, что мы взлетаем из удобного места, а не живём в неудобном месте, где можно построить старт ракеты.

8% чего по отношению к чему?

По отношению к полной взлётной массе, если не считать массу турбореактивных двигателей.

Цитировать

ЦитироватьСделайте вертикальный старт "с футбольного поля" и "нет проблем", пока везде городят специализированные сооружения для вертикального старта.
 И то проблемы будут, к "футбольному полю" надо подогнать инфраструктуру, а в случае воздушного старта мы имеем возможность взлетать с аэродрома, который находится рядом с объектами этой самой нужной нам инфраструктуры.

т.е. вы считаете, что воздушный старт сложной технической системы, где все по определению против нас, организовать проще, чем наземный старт, где нам ничто не мешает? оригинально.

Постулируем ложное и делаем выводы? ;)

 Что это нам "не мешает" при вертикальном старте, например ракету надо вывезти из МИКа и поставить на стартовый стол, это "прямо так не мешает, что для этого есть набор специализированных систем". :)

Цитироватьимеете ли вы или имели ли вы в прошлом отношение к разработке и испытаниям хоть сколько-нибудь сложной технической системы?

смею вас заверить, что организовать воздушный старт даже досконально отработанной на земле системы будет стоить в разы сложнее, чем новой системы наземного старта.

далеко ходить не надо. тополь надежно стартует уже 30 лет, но переделка его на подводный старт стоила массу траблов. буде кому взбредет в голову стартонуть его с самоля на 6М, проблем отгребет по полной программе. так это твердотопливник. а если взять криогенные компоненты ....

вы представляете себе количество контролируемых параметров при старте?

Тут "товарищи" собрались запускать штуковину одну, аж с людьми внутри, с пассажирами.
 Или вы мне будете заливать, что старт суборбитального корабля с людьми проще, чем старт любой другой ракеты? ;)

 Я не говорю, что подготовку воздушного старта будет "просто организовать", я говорю, что вы, ДА, ЛИЧНО ВЫ, не поедете работать "к чёрту на рога" чтобы готовить ракеты для "простого" наземного старта.
 И никто не поедет, разве что за очень хорошие деньги, - идиотов нынче нету.

Цитировать

ЦитироватьНо помоему этот двухфюзеляжный самолёт просто создан для демонстрации тупиковости концепции. Смотрим как подвешена ракета и осознаем, что это не игрушка, а реальная конструкция. Если бы они взяли обычную одноразовую, она бы разломилась в таком положении.

Баки, когда наддуты - очень прочные. Попробуй поломать бутылку с газировкой.
Тут, как понимаю, подвес за середину бака.

Это не имеет значения, наддувные они или нет. Все равно конструкция в целом не рассчитана на горизонтальный подвес. Придется утяжелять это факт. И где выигрыш от поъема на 10 км? Ведь у этого боинга вертикальная скорость практически ноль, горизонтальная близка к нулю по космическим меркам.

ЦитироватьПостулируем ложное и делаем выводы? ;)

 Что это нам "не мешает" при вертикальном старте, например ракету надо вывезти из МИКа и поставить на стартовый стол, это "прямо так не мешает, что для этого есть набор специализированных систем". :).

Простите Мастер, не признал вас в гриме.

как же, как же, наслышан - тайное учение дона Ламорта. кто же не знает дона Ламорта и его учения. практически настольная книга в кожанном переплете и такая надпись тесненая золотом "Учение достославного дона Ламорта о системах управления летательных аппаратов".

можно подумать в воздушом старте вторая ступень вылупляется из эфира в точке подвеса к первой ступени минуя стадию изготовления, контроля, испытания, стыковки, заправки, опять контроля и так далее.

откройте нам сирым следующую главу вашего великого учения, откровения хотим, яви милость - а какова собсно компоновочка идеальной, с вашей точки зрения, системы воздушного старта. и пожалуйста с развесовкой по железу и топливу. и желательно с указаниями на работающие системы (ну или другой способ валидации). а то мы здесь устроили ритуальные так сказать танцы с недомолвками и полунамеками.

ЦитироватьПростите Мастер, не признал вас в гриме.

как же, как же, наслышан - тайное учение дона Ламорта. кто же не знает дона Ламорта и его учения. практически настольная книга в кожанном переплете и такая надпись тесненая золотом "Учение достославного дона Ламорта о системах управления летательных аппаратов".

можно подумать в воздушом старте вторая ступень вылупляется из эфира в точке подвеса к первой ступени минуя стадию изготовления, контроля, испытания, стыковки, заправки, опять контроля и так далее.

откройте нам сирым следующую главу вашего великого учения, откровения хотим, яви милость - а какова собсно компоновочка идеальной, с вашей точки зрения, системы воздушного старта. и пожалуйста с развесовкой по железу и топливу. и желательно с указаниями на работающие системы (ну или другой способ валидации). а то мы здесь устроили ритуальные так сказать танцы с недомолвками и полунамеками.

Я вам "про Фому", а вы мне "про Ерёму", хотите посмотреть эффективный воздушный старт, - милости просим, дождитесь когда залетает SS2.

 Главное преимущество воздушного старта в том, что нет космодрома "где-то в степи дикой" возле которого, вот представьте, необходимо жить людям, которые, - какое просто обалденное совпадение, не хотят жить у чёрта на рогах, а хотя жить где удобно подобно остальным людям. :)

 Ещё я вам скажу одну интересную техническую особенность, - если массу конструкции первой ступени ракеты сделать не 10%, а 20%, то полезная нагрузка уменьшится где-то на 5%, а может и меньше. :)

ЦитироватьТут "товарищи" собрались запускать штуковину одну, аж с людьми внутри, с пассажирами.
 Или вы мне будете заливать, что старт суборбитального корабля с людьми проще, чем старт любой другой ракеты? ;)

 Я не говорю, что подготовку воздушного старта будет "просто организовать", я говорю, что вы, ДА, ЛИЧНО ВЫ, не поедете работать "к чёрту на рога" чтобы готовить ракеты для "простого" наземного старта.
 И никто не поедет, разве что за очень хорошие деньги, - идиотов нынче нету.

система от вирджин галактик сама по себе достаточно интересна, но никакого отношения к космосу не имеет.

и да, я утверждают, что воздушный старт ССС на скорости 0,8М не идет ни в какое сравнение по сложности с воздушным стартом второй ступени при 6М. и не только из-за скорости, но и из-за сложности системы и составляющих ее подсистем.

вы наверняка в курсе, что надежная организация запуска средних и тяжелых ракет с перехватчиков и бомберов на сверхзвуке является очень сложной технической задачей для инженеров. решаемой, но сложной.

и да, я утверждаю, что систему воздушного старта вполне возможно разработать, изготовить, испытать, сертифицировать на нынешнем уровне технологий.

единственный вопрос - как сделать экономически оправданным вложение 6-7 лярдов зеленых тугриков?

если бюджет не ограничен, то нет проблем. а если все же постараться разумно распорядиться наличным бюджетом, то ближайшие лет 20 такая системы просто не нужна.


2)

да, за хорошие деньги я бы поехал. и на байконур, и в плесецк. хорошо сделанная работа должна быть хорошо оплачена. в период становления советской космонавтики государство очень хорошо оплачивало работу специалистов. почему сейчас должно быть иначе? я не альтруист.

лично я поехал намного дальше байконура дабы оставаться в профессии. и да, мне хорошо за это платят.

Цитироватьсистема от вирджин галактик сама по себе достаточно интересна, но никакого отношения к космосу не имеет.

и да, я утверждают, что воздушный старт ССС на скорости 0,8М не идет ни в какое сравнение по сложности с воздушным стартом второй ступени при 6М. и не только из-за скорости, но и из-за сложности системы и составляющих ее подсистем.[/size]

вы наверняка в курсе, что надежная организация запуска средних и тяжелых ракет с перехватчиков и бомберов на сверхзвуке является очень сложной технической задачей для инженеров. решаемой, но сложной.

и да, я утверждаю, что систему воздушного старта вполне возможно разработать, изготовить, испытать, сертифицировать на нынешнем уровне технологий.

единственный вопрос - как сделать экономически оправданным вложение 6-7 лярдов зеленых тугриков?

если бюджет не ограничен, то нет проблем. а если все же постараться разумно распорядиться наличным бюджетом, то ближайшие лет 20 такая системы просто не нужна.

Представьте себе, я с вами согласен, - я даже выделил ключевую фразу.

 Я говорил про ДОЗВУКОВОЙ самолёт, и ОБЫЧНУЮ двухступенчатую крылатую ракету на водороде и кислороде. :)

 Оправдание затрат на воздушный старт сейчас видно само собой, - сейчас называются суммы затрат на строительство космодрома на Дальнем Востоке.

Цитировать2)

да, за хорошие деньги я бы поехал. и на байконур, и в плесецк. хорошо сделанная работа должна быть хорошо оплачена. в период становления советской космонавтики государство очень хорошо оплачивало работу специалистов. почему сейчас должно быть иначе? я не альтруист.

лично я поехал намного дальше байконура дабы оставаться в профессии. и да, мне хорошо за это платят.

Я вам аплодирую, - без всякой иронии. :D

 Большинство моих знакомых специалистов в области космонавтики, да и в других областях, не поедут жить на Дальний Восток или на Байконур ни за какие деньги. :)

ЦитироватьLamort пишет:
 

Я вам "про Фому", а вы мне "про Ерёму", хотите посмотреть эффективный воздушный старт, - милости просим, дождитесь когда залетает SS2.

 Главное преимущество воздушного старта в том, что нет космодрома "где-то в степи дикой" возле которого, вот представьте, необходимо жить людям, которые, - какое просто обалденное совпадение, не хотят жить у чёрта на рогах, а хотя жить где удобно подобно остальным людям. :) quote]

Ламорт, вы как младенец. да фигня это полная - SS2. ни какого сравнения с реальными параметрами системы вывода на реальную орбиту.

таких воздушных стартов уже был вагон и маленькая тележка.

простая физика -  энергетические затраты на выведение груза являются функцией приращения скорости, массового совершенства системы, КПД ДУ и массы выводимого груза. и вы можете хоть на левой ножке скакать, хоть на правой.

запускать вторую ступень на скорости 0,8М все равно, что с земли - приращение скорости за счет первой ступени смехотворное и всю работу должна делать вторая, а это ведет к ухудшению ее массового совершенства.

именно поэтому разделение 1 и 2 ступеней в обычной ракете происходит на существенно более высокой чем 0,8М скорости, а именно на 5-6М.

основная мотивация делать воздушный старт не удобства персонала, а экономическая оправданность или иная мотивация - например оборонная.

ЦитироватьЛаморт, вы как младенец. да фигня это полная - SS2. ни какого сравнения с реальными параметрами системы вывода на реальную орбиту.

таких воздушных стартов уже был вагон и маленькая тележка.

простая физика -  энергетические затраты на выведение груза являются функцией приращения скорости, массового совершенства системы, КПД ДУ и массы выводимого груза. и вы можете хоть на левой ножке скакать, хоть на правой.

запускать вторую ступень на скорости 0,8М все равно, что с земли - приращение скорости за счет первой ступени смехотворное и всю работу должна делать вторая, а это ведет к ухудшению ее массового совершенства.

именно поэтому разделение 1 и 2 ступеней в обычной ракете происходит на существенно более высокой чем 0,8М скорости, а именно на 5-6М.

основная мотивация делать воздушный старт не удобства персонала, а экономическая оправданность или иная мотивация - например оборонная.

Это вы как младенец, во-первых, вы забываете, что при воздушном старте возможна более пологая траектория, это уже даёт энергетический выигрыш, который компенсирует разного рода увеличения массы подвешиваемой ракеты, тем более, что утяжелять надо только первую ступень.

 Но я вам даже не про это говорю, а про то, что с воздушным стартом вы можете заправиться, например, в Жуковском, взлететь, пролететь 1000 километров и стартовать в нужном месте.
 Всё, что нужно для обслуживания комплекса "под носом", управленческие структуры тоже рядом.

Ламорт, устраивать ритуальные танцы я и сам умею.

вы мне физику покажите.

схемки там, массовые характеристики, прикидки расходов. наконец ваш энергетический выигрыш за счет более пологой траектории и что нам мешает сделать более пологой траекторию конвенционных ракет для получения того же выигрыша?

ЦитироватьЛаморт, устраивать ритуальные танцы я и сам умею.

вы мне физику покажите.

Есть масса вполне официальных выкладок для того же МАКСа, например.

Цитироватьсхемки там, массовые характеристики, прикидки расходов. наконец ваш энергетический выигрыш за счет более пологой траектории и что нам мешает сделать более пологой траекторию конвенционных ракет для получения того же выигрыша?

А "ничего не мешает", - американцы как-то разогнали реактивный снаряд c РДТТ по рельсам до скорости больше 10M.
 Правда, он потом сгорел. :lol:

ЦитироватьПосторонний.Для  задач вывода полезного груза ваша схема с ПВРД не подходит, как велосипед для путешествия из вашего города(ayлa) до Антарктиды.

С Вами не согласен!
Жаль, что математически доказать не могу, поэтому буду рассуждать логически.
На малых высотах (до 30-40 км) сила тяготения найбольшая. Это тяготение нужно преодолеть. Как раз на этом участке двигатели должны обеспечивать найбольшую тягу. Следовательно, потребление топлива и окислителя будет найбольшим. Но у нас есть в наличии неограниченный ресурс - атмосферный воздух. Как раз именно на этих высотах. Прямоточные двигатели позволяют его использовать сполна.
Согласен, мои рассуждения не безспорны, так как о многих вещах могу не знать. Но тем не менее....

Российская противокорабельная ракета "Москит": http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F-270_%D0%9C%D0%BE%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%82
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49940.jpg)
Немного не по теме, но компоновка прямоточных двигателей интересна. Хотя объём воздуха, поступающего в двигатель, ограничен вдвое от возможного.

ЦитироватьА "ничего не мешает", - американцы как-то разогнали реактивный снаряд c РДТТ по рельсам до скорости больше 10M.
 Правда, он потом сгорел. :lol:

По рельсам до 10 махов?
Да, это сильно смахивает на ролик, который я видел минимум 3, а то и раньше, года назад:
Тележка разгоняется по рельсу, бодрый диктор говорит, что щас она заедет в тоннель, наполненный гелием, для меньшего трения и ровно в момент "заезда" происходит небольшой "бум" и тележка слетает с рельса.
Печальный диктор говорит, что мы никогда не узнаем, что же случилось. так как телеметрия кончилась ещё до взрыва...

ЦитироватьПо рельсам до 10 махов?
Да, это сильно смахивает на ролик, который я видел минимум 3, а то и раньше, года назад:
Тележка разгоняется по рельсу, бодрый диктор говорит, что щас она заедет в тоннель, наполненный гелием, для меньшего трения и ровно в момент "заезда" происходит небольшой "бум" и тележка слетает с рельса.
Печальный диктор говорит, что мы никогда не узнаем, что же случилось. так как телеметрия кончилась ещё до взрыва...

По-моему я на форуме НК это и читал, только давно было дело, уже не помню в какой теме. :)

В случае применения прямоточных двигателей придётся учесть особенность - плотность атмосферного воздуха падает с увеличением высоты над уровнем поверхности Земли, закон изменения тот же, что и для давления.
Зависимость плотности воздуха от высоты (упрощённая барометрическая формула):
rho = rho0*exp(-g*(h-h0)/(C^2));                        (1)
где rho0 - плотность воздуха на высоте, на которой включается прямотосный двигатель,
g = 9,8 м/с^2 - ускорение свободного падения
h0 - высота, на которой включается прямотосный двигатель
h - высота, на которой работает прямоточный двигатель
(C^2) = R*T/M - квадрат от скорости звука у поверхности Земли, то есть (333 м/с)^2

Для обеспечения нужного динамичесого давления, поступающего в прямоточный двигатель, уменьшение плотности атмосферного воздуха может быть компенсировано увеличением скорости полёта.
Предполагается, что ракета летит строго вертикально.
Динамическое давление:
Pd=(rho*V^2)/2
rho - плотность воздуха на высоте полёта ракеты
V - скорость полёта ракеты
Динамическое давление в момент включения прямоточного двигателя
Pd0=(rho*V0^2)/2
V0 - скорость в момент включения прямоточного двигателя, считаем, что на этой минимальной скорости напор воздуха обеспечивает устойчивую работу прямоточного двигателя.

Если выполняется условие, когда динамическое давление при включении двигателя равно динамическому давлению на каком либо участке полёта после включения прямоточного двигателя, то есть соблюдаем условие Pd=Pd0, тогда
(rho*V^2)/2=(rho0*V0^2)/2
Из формулы (1) следует:
rho0*exp(-g*(h-h0)/(C^2))*V^2=rho0*V0^2.
Получим зависимость требуемой скорости полёта, при которой динамическое давление будет соответствовать динамическому давлению на скорости при которой включили прямоточный двигатель:
V=V0*exp(g*(h-h0)/(2*(C^2))).                 (2)
Если V0 равна скорости звука, то есть V0=1М(для наглядности считаем именно так), если h0=1500м, тогда получим значения минимальных скоростей полёта в зависимости от разности высот:
если h-h0=5000м, тогда V=1.24725066681008 М
если h-h0=10000м, тогда V=1.555634225858188 М
если h-h0=15000м, тогда V=1.940265825514207 М
если h-h0=20000м, тогда V=2.419997844661405 М
если h-h0=25000м, тогда V=3.018343925432893 М
если h-h0=30000м, тогда V=3.764631473658329 М
если h-h0=35000м, тогда V=4.695439115814563 М
если h-h0=40000м, тогда V=5.856389568165846 М
если h-h0=45000м, тогда V=7.304385793994446 М
если h-h0=50000м, тогда V=9.110400052197646 М
если h-h0=55000м, тогда V=11.3629525400101 М
если h-h0=60000м, тогда V=14.17245013245888 М
если h-h0=65000м, тогда V=17.67659787804194 М
если h-h0=70000м, тогда V=22.04714849032145 М

Как видно из расчёта, прямоточный двигатель будет работать на высотах до 35 км. На больших высотах его можно не выключать, а дополнительно подпитывать кислородом из баков с окислителем.

Расёты ориентировочные и упрощённые, сделаны для предварительной оценки возможности применения на первой ступени ракет-носителей.
Если есть неточности, поправьте.

С уважением

ЦитироватьГлавное преимущество воздушного старта в том, что нет космодрома "где-то в степи дикой" возле которого, вот представьте, необходимо жить людям, которые, - какое просто обалденное совпадение, не хотят жить у чёрта на рогах, а хотя жить где удобно подобно остальным людям. :)

Космодром в степи был только у СССР. Американцы свой космодром чуть ли не на курорте захренячили.

ЦитироватьС Вами не согласен!
Жаль, что математически доказать не могу, поэтому буду рассуждать логически.
На малых высотах (до 30-40 км) сила тяготения найбольшая. Это тяготение нужно преодолеть. Как раз на этом участке двигатели должны обеспечивать найбольшую тягу. Следовательно, потребление топлива и окислителя будет найбольшим. Но у нас есть в наличии неограниченный ресурс - атмосферный воздух. Как раз именно на этих высотах. Прямоточные двигатели позволяют его использовать сполна.
Согласен, мои рассуждения не безспорны, так как о многих вещах могу не знать. Но тем не менее....

посторонний, я вас зверски разочарую, но сила тяготения на НОО практически равна таковой на поверхности земли (на 10-12 % меньше).

Цитировать

ЦитироватьС Вами не согласен!
Жаль, что математически доказать не могу, поэтому буду рассуждать логически.
На малых высотах (до 30-40 км) сила тяготения найбольшая. Это тяготение нужно преодолеть. Как раз на этом участке двигатели должны обеспечивать найбольшую тягу. Следовательно, потребление топлива и окислителя будет найбольшим. Но у нас есть в наличии неограниченный ресурс - атмосферный воздух. Как раз именно на этих высотах. Прямоточные двигатели позволяют его использовать сполна.
Согласен, мои рассуждения не безспорны, так как о многих вещах могу не знать. Но тем не менее....

посторонний, я вас зверски разочарую, но сила тяготения на НОО практически равна таковой на поверхности земли (на 10-12 % меньше).

Что касается ускорения свобоного падения - Вы совершенно правы.
Но на начальном участке травектории, сразу после старта, именно на высотах до 30 км тратится найбольшее количество топлива и окислителя, которые заливаются в баки первой ступени ракеты-носителя.
Так как сам я не могу пока что провести расчёты скоростей, высоты и расхода топлива, воспользовался программой на Экселе, автор которой, возможно, Кирилл Левин (таким именем названа папка на сервере, где выложена данная замечательная программа): http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Спасибо Автору данной программы, желаю ему здоровья и успехов!
Провёл расчёты на данной программе применительно к ракете-носителю "Зенит 3SL".
Во время старта:
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 325700 кг.
На высоте 1,246 км (на 30-й секунде):
Скорость 344 м/с.
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 251435 кг.
На высоте 30 км (на 100-й секунде):
Скорость 1535 м/с
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 78151 кг.

Теперь найдём расход топлива между стартом и 100-й секундой: dM=325700-78151=247549 кг.
Теперь найдём расход топлива между 30-й и 100-й секундой: dM=325700-78151=173284 кг. из них на окислитель приходится около 2/3 всей массы топлива, то есть 115523 кг!!!
Масса всей ракете при старте 470950 кг. В промежутке от 30-й до 100-й секунды ракета расходует оксилителя на 24,5% от начальной массы всей ракеты. Ни много ни мало более 100 тонн, при этом полезная нагрузка чуть более 5 тонн!!!

Согласно расчётам по данной программе, разделение ступеней происходит на высоте 64075 м, что достаточно близко к действительности.

Расчёты делались на ЛибреОффисе, на Экселе не проверял, резльтаты могут отличаться от тех, что только что приведены.

С уважением

ЦитироватьТеперь найдём расход топлива между 30-й и 100-й секундой: dM=325700-78151=173284 кг. из них на окислитель приходится около 2/3 всей массы топлива, то есть 115523 кг!!!
Масса всей ракете при старте 470950 кг. В промежутке от 30-й до 100-й секунды ракета расходует оксилителя на 24,5% от начальной массы всей ракеты. Ни много ни мало более 100 тонн, при этом полезная нагрузка чуть более 5 тонн!!!

Ну, и? Какой вы предложите более дешовый способ поднять 300-тонную ракету на 30 км и разогнать её до 1.5 км/с?
 Сейчас это получается банальным сжиганием 170 тонн керосина и кислорода.
 Вы изобрели более простой и дешовый способ? Излагайте.

ЦитироватьНу, и? Какой вы предложите более дешовый способ поднять 300-тонную ракету на 30 км и разогнать её до 1.5 км/с?
 Сейчас это получается банальным сжиганием 170 тонн керосина и кислорода.
 Вы изобрели более простой и дешовый способ? Излагайте.

130-тонную. ;)

Цитировать130-тонную. ;)

Ничего не знаю. Он пишет:

ЦитироватьМасса всей ракете при старте 470950 кг.

Цитировать

Цитировать130-тонную. ;)

Ничего не знаю. Он пишет:

ЦитироватьМасса всей ракете при старте 470950 кг.

А, тогда что-то мало у него получилось, я думал он про "Союз". :)

Он решил Зенит сверхзвуковым самолётом разгонять. Чего мелочиться то...

ЦитироватьОн решил Зенит сверхзвуковым самолётом разгонять. Чего мелочиться то...

В принципе к водородной ракете можно просто "прилепить" ПВРД и разогнать её до скорости 6 M этим ПВРД после стартового участка и достижения сверхзвуковых скоростей.

 Однако, для одноразовой ракеты стоимость разработки сделает эту затею интересной только в техническом смысле.

ЦитироватьПровёл расчёты на данной программе применительно к ракете-носителю "Зенит 3SL".

...

Ни много ни мало более 100 тонн, при этом полезная нагрузка чуть более 5 тонн!!!

ващето более 6-ти и на ГПО, что совсем не мало.

Эта ступень с ПВРД может иметь смысл в рамках "проблемы космодромов", - у неё можно сделать длинным участок первой ступени при скорости от 2M до 4M и таким образом "добить" до нужного наклонения.
 С помощью тех же ПВРД можно потом обеспечить подлёт нужной зоне падения или приземления первой ступени.

Цитировать

ЦитироватьТеперь найдём расход топлива между 30-й и 100-й секундой: dM=325700-78151=173284 кг. из них на окислитель приходится около 2/3 всей массы топлива, то есть 115523 кг!!!
Масса всей ракете при старте 470950 кг. В промежутке от 30-й до 100-й секунды ракета расходует оксилителя на 24,5% от начальной массы всей ракеты. Ни много ни мало более 100 тонн, при этом полезная нагрузка чуть более 5 тонн!!!

Ну, и? Какой вы предложите более дешовый способ поднять 300-тонную ракету на 30 км и разогнать её до 1.5 км/с?
 Сейчас это получается банальным сжиганием 170 тонн керосина и кислорода.
 Вы изобрели более простой и дешовый способ? Излагайте.

Это изложено в названии темы "Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями".
От 30-й до 100-й секунды могли бы работать прямоточные двигатели, установленные по периметру нижней части первой ступени ракеты-носителя. Таким образом можно было бы жидкий кислород наливать в баки на несколько десятков тонн, а может и более чем на 100 тонн, меньше. Высоту первой ступени в этом случае целесообразно уменьшить, так как можно уменьшить высоту бака для жидкого кислорода. Таким образом, массу ракеты тоже можно будет уменьшить на соответствующую величину, если оставить те же двигатели, то ракета будет стартовать гораздо резвее. Массу полезной нагрузки можно будет увеличить в несколько раз.

ЦитироватьОн решил Зенит сверхзвуковым самолётом разгонять. Чего мелочиться то...

Не надо перекручивать! Ракета остаётся сама собой. Стартует в вертикальном положении и летит вертикально.

Цитировать

ЦитироватьПровёл расчёты на данной программе применительно к ракете-носителю "Зенит 3SL".

...

Ни много ни мало более 100 тонн, при этом полезная нагрузка чуть более 5 тонн!!!

ващето более 6-ти и на ГПО, что совсем не мало.

Ошибся на одну тонну в меньшую сторону, извиняюсь. А ведь массу полезной нагрузки можно увеличить в несколько раз за счёт уменьшения массы жидкого кислорода на первой ступени.

Цитировать

ЦитироватьОн решил Зенит сверхзвуковым самолётом разгонять. Чего мелочиться то...

В принципе к водородной ракете можно просто "прилепить" ПВРД и разогнать её до скорости 6 M этим ПВРД после стартового участка и достижения сверхзвуковых скоростей.

 Однако, для одноразовой ракеты стоимость разработки сделает эту затею интересной только в техническом смысле.

Почему только к водородной? В ракете с керосином в качестве компонента топлива тоже можно использовать прямоточный двигатель, но в случае с керосином тяга будет несколько меньшей.

Что касается стоимости. Благодаря уменьшению массы окислителя появляется возможностоь увеличить массу полезной нагрузки.

ЦитироватьЭта ступень с ПВРД может иметь смысл в рамках "проблемы космодромов", - у неё можно сделать длинным участок первой ступени при скорости от 2M до 4M и таким образом "добить" до нужного наклонения.
 С помощью тех же ПВРД можно потом обеспечить подлёт нужной зоне падения или приземления первой ступени.

В случае самолётного старта прямоточные двигатели позволят уменьшить массу ракеты на несколько десятков тонн, что позволит уменьшить нагрузку на самолёт-носитель.

Эскиз без коментариев

(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/780632w.jpg)

Цитировать

ЦитироватьВы изобрели более простой и дешовый способ? Излагайте.

Это изложено в названии темы "Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями".

Нет. Какой конкретный способ изобрели вы?

ЦитироватьОт 30-й до 100-й секунды могли бы работать прямоточные двигатели, установленные по периметру нижней части первой ступени ракеты-носителя.

А до 30-й секунды?

ЦитироватьТаким образом можно было бы жидкий кислород наливать в баки на несколько десятков тонн, а может и более чем на 100 тонн, меньше.

ЖРД у вас работать будет или нет? Если нет то каковы тяга, масса и размеры ПВРД?  

ЦитироватьВысоту первой ступени в этом случае целесообразно уменьшить, так как можно уменьшить высоту бака для жидкого кислорода. Таким образом, массу ракеты тоже можно будет уменьшить на соответствующую величину,

Вы уверены? Какова тяга и масса ваших ПВРД? Неужели они весят меньше чем сэномленая часть бака?

Цитироватьесли оставить те же двигатели, то ракета будет стартовать гораздо резвее. Массу полезной нагрузки можно будет увеличить в несколько раз.  

С какой это дури? Даже если ваши ПВРД вообще ничего не весят, не потребляют топлива и поднимают 300-тонную ракету на 30 км и 1.5 км/с то даже в этом случае с какой дури возрастёт ПН?

ЦитироватьНе надо перекручивать! Ракета остаётся сама собой. Стартует в вертикальном положении и летит вертикально.

За счёт каких теръямпампаций? Тягу и массу ваших ПВРД озвучьте. И как они будут работать при старте?

Прямоточные двигатели надо ставить сверху, иначе надо будет городить большой обтекатель.

ЦитироватьПрямоточные двигатели надо ставить сверху, иначе надо будет городить большой обтекатель.

Возможно, Вы правы.
Тут я Вам не могу возразить или подтвердить. Может быть случай, что двигателям не будет хватать воздуха. Двигатели можно будет поставить не на самом корпусе, а возле него на расстоянии два метра и более.

Кто только не пытался использовать ВРД, последний пример проект Хотол, но без малейших сдвигов, разве что амерам удалось сделать космический самолет, но какой ценой, и каковой в серию так и не пошел!
Без революции в ВРД двигателистроении ничего построить не удастся! Хотя варианты есть

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВы изобрели более простой и дешовый способ? Излагайте.

Это изложено в названии темы "Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями".

Нет. Какой конкретный способ изобрели вы?

Может быть, не я первый, кто предлагал ставить прямоточные двигатели на первую ступень ракеты-носителя. Патентным поиском по данному вопросу не занимался. Хорошо, если это способ не запатентован и НИКОГДА не будет запатентован. Желательно воспрепятствовать патентованию во избежание патентного троллинга со стороны кого-либо в будущем.

Цитировать

ЦитироватьОт 30-й до 100-й секунды могли бы работать прямоточные двигатели, установленные по периметру нижней части первой ступени ракеты-носителя.

А до 30-й секунды?

А до 30-й секунды работают классические ракетные двигатели и продолжают работать после включения прямоточных двигателей.

Цитировать

ЦитироватьТаким образом можно было бы жидкий кислород наливать в баки на несколько десятков тонн, а может и более чем на 100 тонн, меньше.

ЖРД у вас работать будет или нет? Если нет то каковы тяга, масса и размеры ПВРД?  

ЖРД работать будет и после включения прямоточных двигателей, возможно, с уменьшенной тягой.
Суммарная тяга прямоточных двигателей должна быть не меньшей, чем суммарная тяга классических ракетных двигателей, установленных на певрой ступени.
Про размеры прямоточных сказать ничего не могу. Касаемо массы прямоточных двигателей - их масса будет в несаколько раз мньше, чем те более чем 100 тонн кислорода, потребляемого с 30-и до 100-й секунды полёта. Масса ВСЕЙ ракеты без заправленных компонентов топлива около 50 тонн.

Цитировать

ЦитироватьВысоту первой ступени в этом случае целесообразно уменьшить, так как можно уменьшить высоту бака для жидкого кислорода. Таким образом, массу ракеты тоже можно будет уменьшить на соответствующую величину,

Вы уверены? Какова тяга и масса ваших ПВРД? Неужели они весят меньше чем сэномленая часть бака?

Масса сэкономленной части бака (металл) будет во много раз меньше, чем 100 тонн жидкого кислорода, то есть относительно небольшая. Масса самой незаправленной ракеты почти в 8 раз меньше массы заправленной ракеты. Основной выигрыш будет за счёт массы жидкого кислорода.

Цитировать

Цитироватьесли оставить те же двигатели, то ракета будет стартовать гораздо резвее. Массу полезной нагрузки можно будет увеличить в несколько раз.  

С какой это дури? Даже если ваши ПВРД вообще ничего не весят, не потребляют топлива и поднимают 300-тонную ракету на 30 км и 1.5 км/с то даже в этом случае с какой дури возрастёт ПН?

За счёт уменьшения массы жидкого кислорода в баке первой ступени. Суммарная масса ракеты уменьшится на за счёт массы жидкого кислорода. С 30-й секунды до 100-й секунды (может быть они будут работать и после 100-й секунды) прямоточные двигатели будут глотать атмосферный воздух.

Цитировать

ЦитироватьНе надо перекручивать! Ракета остаётся сама собой. Стартует в вертикальном положении и летит вертикально.

За счёт каких теръямпампаций? Тягу и массу ваших ПВРД озвучьте. И как они будут работать при старте?

Про тягу и массу прямоточных двигателей уже написал чуть выше. При старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска.

С уважением

ЗЫ
Я не стану скрывать и отрицать того, что могут быть особенности, которые воспрепятствуют применению прямоточных двигателей в составе ракет-носителей. Эта идея может быть неосуществимой. Нужны объективные исследования профессиональных разработчиков ракет-носителей и специалистов в области реактивных двигателей. Но не следует также сразу утверждать, что это неосуществимо

ЦитироватьМожет быть, не я первый, кто предлагал ставить прямоточные двигатели на первую ступень ракеты-носителя. Патентным поиском по данному вопросу не занимался. Хорошо, если это способ не запатентован и НИКОГДА не будет запатентован.

Вы изложите в явном виде что вы мзобрели. На примере того же Зенита.

ЦитироватьА до 30-й секунды работают классические ракетные двигатели и продолжают работать после включения прямоточных двигателей.

То есть РД=170 остаётся и первые 300 секунд жрёт топливо? Вы это учли в расчётах?

ЦитироватьЖРД работать будет и после включения прямоточных двигателей, возможно, с уменьшенной тягой.

Итого сколько же реально кислорода вы сэкономите?

ЦитироватьСуммарная тяга прямоточных двигателей должна быть не меньшей, чем суммарная тяга классических ракетных двигателей, установленных на певрой ступени.

Сколько? Сколько в тоннах?
 Вы так замечательно рассчитали сколько топлива сжирает Зенит поднимаясь на 30 км. И почему нет такого же блестящего расчёта тяги и массы ПВРД?

ЦитироватьПро размеры прямоточных сказать ничего не могу.

Жаль, батенька, жаль. А как всё хорошо начиналось: "уменьшаем длину кислородного бака, и вместо него навешиваем..." . И тут вдруг всё кончилось...  

ЦитироватьКасаемо массы прямоточных двигателей - их масса будет в несаколько раз мньше, чем те более чем 100 тонн кислорода,

Откуда вы знаете? Какова удельная масса ПВРД? Для начала - какова у вас их тяга?

ЦитироватьМасса ВСЕЙ ракеты без заправленных компонентов топлива около 50 тонн.

Ещё раз: какова масса ПВРД тягой ну допустим в 600 тонн?
 Чисто для справки: двигатель НК-32 (от Ту-160) взлётной тягой 25 тонн весит 4 тонны. Голый, без крепления, воздухозаборника, мотогондолы и прочего.
 20 двигателей суммарной тягой 500 тонн будут весить 80 тонн - больше чем кислород который вы собрались сэкономить.

Цитировать

ЦитироватьКакова тяга и масса ваших ПВРД? Неужели они весят меньше чем сэномленая часть бака?

Масса сэкономленной части бака (металл) будет во много раз меньше, чем 100 тонн жидкого кислорода, то есть относительно небольшая. Масса самой незаправленной ракеты почти в 8 раз меньше массы заправленной ракеты. Основной выигрыш будет за счёт массы жидкого кислорода.

Если экономия за счёт топлива а не баков то на кой хрен вы приплели баки?
 Однако вы вопрос прочитать смогли? Имя, сестра? Тьфу, тонны, брат?

ЦитироватьЗа счёт уменьшения массы жидкого кислорода в баке первой ступени. Суммарная масса ракеты уменьшится на за счёт массы жидкого кислорода. С 30-й секунды до 100-й секунды (может быть они будут работать и после 100-й секунды) прямоточные двигатели будут глотать атмосферный воздух.

 Ещё раз: если в обоих случаях 300-тонная ракета оказывается на высоте 30 км и скорости 1.5 км/с то с какой дури у одной из них в разы изменится ПН?

ЦитироватьПро тягу и массу прямоточных двигателей уже написал чуть выше.

Не заметил. Не могли бы вы повторить для меня ещё раз тягу и массу ваших ПВРД в тоннах.  

ЦитироватьПри старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска.

Имя, сестра! Тьфу. Массу, брат?

ЦитироватьЯ не стану скрывать и отрицать того, что могут быть особенности, которые воспрепятствуют применению прямоточных двигателей в составе ракет-носителей.

Да, ужжж...

ЦитироватьЭта идея может быть неосуществимой.

Да, ужжж...

ЦитироватьНужны объективные исследования профессиональных разработчиков ракет-носителей и специалистов в области реактивных двигателей.

Исследования проведены очень давно, гдето во времена Циолковского а может и раньше.
 Результаты этих исследований и мнение профессиональных разработчиков выражены в созданых ими изделиях на которых человечество летает в космос. Летает на ЖРД без какого-либо намёка на ВРД.
 Вы должны понимать что если ваше гениальное изобретение обратно мнению всех ракетостроителей мира то наверно вы гдето допустили грубую ошибку.
 И надо было сразу спросить в чём ваша ошибка. Вам бы сразу объяснили, без слёз угроз и крови. Надеюсь вы уже поняли в чём. Или нет?

посторонний,


прямоточные двигатели на первой ступени стартующей вертикально это больше, чем преступление, это ошибка.

вы в курсе, что они при М<0,5 практически не работают, а при 0,5<М<1 оооочень не эффективны и только при 1<М<5 они имеют оптимальный кпд.

так шо с места в карьер не получится. заменить их на врд тоже не айс поскольку достаточно мощных ВРД с хорошим весовым совершенством просто нет. например трент 800 с тягой 50 тонн весит 7 тонн. столько же весит жрд на 600 тонн тяги. в среднем в десять раз лучше чем у врд. в данном случае вы просто замените массу топлива на массу двигателей.

придется горизонтальный воздушный старт майстрячить и ооочень хорошо считать.

и не только физику, но и деньги на НИОКР.

Цитировать

ЦитироватьМожет быть, не я первый, кто предлагал ставить прямоточные двигатели на первую ступень ракеты-носителя. Патентным поиском по данному вопросу не занимался. Хорошо, если это способ не запатентован и НИКОГДА не будет запатентован.

Вы изложите в явном виде что вы мзобрели. На примере того же Зенита.

ЦитироватьА до 30-й секунды работают классические ракетные двигатели и продолжают работать после включения прямоточных двигателей.

То есть РД=170 остаётся и первые 300 секунд жрёт топливо? Вы это учли в расчётах?

ЦитироватьЖРД работать будет и после включения прямоточных двигателей, возможно, с уменьшенной тягой.

Итого сколько же реально кислорода вы сэкономите?

ЦитироватьСуммарная тяга прямоточных двигателей должна быть не меньшей, чем суммарная тяга классических ракетных двигателей, установленных на певрой ступени.

Сколько? Сколько в тоннах?
 Вы так замечательно рассчитали сколько топлива сжирает Зенит поднимаясь на 30 км. И почему нет такого же блестящего расчёта тяги и массы ПВРД?

ЦитироватьПро размеры прямоточных сказать ничего не могу.

Жаль, батенька, жаль. А как всё хорошо начиналось: "уменьшаем длину кислородного бака, и вместо него навешиваем..." . И тут вдруг всё кончилось...  

ЦитироватьКасаемо массы прямоточных двигателей - их масса будет в несаколько раз мньше, чем те более чем 100 тонн кислорода,

Откуда вы знаете? Какова удельная масса ПВРД? Для начала - какова у вас их тяга?

ЦитироватьМасса ВСЕЙ ракеты без заправленных компонентов топлива около 50 тонн.

Ещё раз: какова масса ПВРД тягой ну допустим в 600 тонн?
 Чисто для справки: двигатель НК-32 (от Ту-160) взлётной тягой 25 тонн весит 4 тонны. Голый, без крепления, воздухозаборника, мотогондолы и прочего.
 20 двигателей суммарной тягой 500 тонн будут весить 80 тонн - больше чем кислород который вы собрались сэкономить.

Цитировать

ЦитироватьКакова тяга и масса ваших ПВРД? Неужели они весят меньше чем сэномленая часть бака?

Масса сэкономленной части бака (металл) будет во много раз меньше, чем 100 тонн жидкого кислорода, то есть относительно небольшая. Масса самой незаправленной ракеты почти в 8 раз меньше массы заправленной ракеты. Основной выигрыш будет за счёт массы жидкого кислорода.

Если экономия за счёт топлива а не баков то на кой хрен вы приплели баки?
 Однако вы вопрос прочитать смогли? Имя, сестра? Тьфу, тонны, брат?

ЦитироватьЗа счёт уменьшения массы жидкого кислорода в баке первой ступени. Суммарная масса ракеты уменьшится на за счёт массы жидкого кислорода. С 30-й секунды до 100-й секунды (может быть они будут работать и после 100-й секунды) прямоточные двигатели будут глотать атмосферный воздух.

 Ещё раз: если в обоих случаях 300-тонная ракета оказывается на высоте 30 км и скорости 1.5 км/с то с какой дури у одной из них в разы изменится ПН?

ЦитироватьПро тягу и массу прямоточных двигателей уже написал чуть выше.

Не заметил. Не могли бы вы повторить для меня ещё раз тягу и массу ваших ПВРД в тоннах.  

ЦитироватьПри старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска.

Имя, сестра! Тьфу. Массу, брат?

ЦитироватьЯ не стану скрывать и отрицать того, что могут быть особенности, которые воспрепятствуют применению прямоточных двигателей в составе ракет-носителей.

Да, ужжж...

ЦитироватьЭта идея может быть неосуществимой.

Да, ужжж...

ЦитироватьНужны объективные исследования профессиональных разработчиков ракет-носителей и специалистов в области реактивных двигателей.

Исследования проведены очень давно, гдето во времена Циолковского а может и раньше.
 Результаты этих исследований и мнение профессиональных разработчиков выражены в созданых ими изделиях на которых человечество летает в космос. Летает на ЖРД без какого-либо намёка на ВРД.
 Вы должны понимать что если ваше гениальное изобретение обратно мнению всех ракетостроителей мира то наверно вы гдето допустили грубую ошибку.
 И надо было сразу спросить в чём ваша ошибка. Вам бы сразу объяснили, без слёз угроз и крови. Надеюсь вы уже поняли в чём. Или нет?

С чего вдруг такое бурное раздражение, порождающее хамство? От Вас я такого не ожидал и о Вас был лучшего мнения! Начали переходить на личности. Я, кстати, даже и не думал Вас доводить до такого состояния. Скажу, дабы Вас утешить, что мои рассуждения не претендуют на гениальность, и об этом я говорил с самого начала и продолжаю об этом говорить.

Я многих особенностей двигателей не знаю, об этом с самого начала говорю.

Что касается двигателей от Ту160. Они по принципу работы являются турбореактивными, их конструкция и принцип работы отличается от прямоточных. В прямоточных двигателях нет движущихся частей, кроме рабочего тела - газов, расширяющихся под действием температуры. Теперь Вы ответьте на вопрос: какова суммарная масса всех двигателей, установленных на  первой ступени Зенита? Ответив на этот вопрос Вы сможете грубо оценить суммарную массу прямоточных двигателей, которые будут задействованы на первой ступени. Я сам не знаю массы прямоточных двигателей, об этом несколько раз говорил. Эту массу могут назвать только СПЕЦИАЛИСТЫ в области прямоточных двигателей. И я надеюсь, что они прочитают настоящую тему м оценят возможность их применения на ракете-носителе. И хотел обратить внимание конструкторов-ракетостроителей. чтобы они состыковались со специалистами в области двигателей и пришли к нужному решению. Вдруг эти мысли ОКАЖУТСЯ ПРАВИЛЬНЫМИ?

Хочу сказать ещё следующее: я не плакал, не угрожал и не пускал кровь! Не надо выдумывать!

Посторонний писал(а):

"При старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска."


пардон, так а где изюм? прямоточники выше 35 км работать тож не будут.

Цитироватьпосторонний,


прямоточные двигатели на первой ступени стартующей вертикально это больше, чем преступление, это ошибка.

вы в курсе, что они при М<0,5 практически не работают, а при 0,5<М<1 оооочень не эффективны и только при 1<М<5 они имеют оптимальный кпд.

так шо с места в карьер не получится. заменить их на врд тоже не айс поскольку достаточно мощных ВРД с хорошим весовым совершенством просто нет. например трент 800 с тягой 50 тонн весит 7 тонн. столько же весит жрд на 600 тонн тяги. в среднем в десять раз лучше чем у врд. в данном случае вы просто замените массу топлива на массу двигателей.

придется горизонтальный воздушный старт майстрячить и ооочень хорошо считать.

и не только физику, но и деньги на НИОКР.

Под ВРД Вы понимаете турбореактивный двигатель? Но тогда принцип работы у него будет другой.
Прямоточные двигатели близки по принципу работы к жидкостным ракетным двигателям, отличаются тем, что используют атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело. Если масса керосина и масса кислорода будет такой же, как и в случае ЖРД, нужно принимать во внимание рабочее тело -азот, масса которого более чем в четыре раза будет большей, чем масса кислорода. Следовательно отдача его должна быть большей, так как давление в камере сгорания будет больше, чем в камере сгорания ЖРД. Я здесь могу тоже ошибиться, если я не прав, поправьте. Габаритов прямоточного двигателя, в котором будет задействовано такое же количество керосина и кислорода, что и в ЖРД, я не знаю.

ЦитироватьПосторонний писал(а):

"При старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска."


пардон, так а где изюм? прямоточники выше 35 км работать тож не будут.

Прямоточный двигатель будет включен на 30-й секунде (высота чуть более 1 км), а будет выключен (или не выключен, если скорость обеспечит нужный напор воздуха) на 100-й секунде (около 30 км). На этом участке ЖРД израсходует более 100 тонн жидкого кислорода, если говорить о ракете "Зенит". Это огромная масса кислорода, которую можно было бы брать из атмосферного воздуха, в этом случае теоретически, благодаря прямоточным двигателям, мы могли бы не доливать эти самые 100 тонн в баки с жидким кислородом. Ракета во время старта была бы легче на несколько десятков тонн!!! Но это в том случае, если полностью заглушить ЖРД ракеты во время работы прямоточных двигателей, но этого делать не стОитЮ его всё равно придётся включать. Сюжет сказки становится чуть мрачнее, но не настолько, чтобы горевать. :)

ЦитироватьПрямоточные двигатели надо ставить сверху, иначе надо будет городить большой обтекатель.

Спасибо, что указали на ошибку в эскизе. Согласен с Вами! Немного переделал эскиз, прямоточные двигатели должны стоять на расстоянии от корпуса первой ступени. Иначе при изменении направления движения ракеты воздух может не попадать в прямоточный двигатель.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/25569.jpg)

Цитироватьпрямоточные двигатели на первой ступени стартующей вертикально это больше, чем преступление, это ошибка.

вы в курсе, что они при М<0,5 практически не работают, а при 0,5<М<1 оооочень не эффективны и только при 1<М<5 они имеют оптимальный кпд.

Да, это очевидная проблема.
Но уж больно стартовать горизонтально не хочется.
Но есть решение - двигатели надо разогнать до нужной скорости.
Делаем что-то вроде лопастей вертолёта с ПВРД на концах, раскручиваем, запускаем и летим вверх
 :lol:  :lol:  :lol:  :lol:  :lol:  :lol:

ЦитироватьНо есть решение - двигатели надо разогнать до нужной скорости.
Делаем что-то вроде лопастей вертолёта с ПВРД на концах, раскручиваем, запускаем и летим вверх
 :lol:  :lol:  :lol:  :lol:  :lol:  :lol:

.
Ну зачем так экзотично?  
Вот вариант - в трубу прямоточника помещается шашка РДТТ, разгоняет и выгорает, потом работает труба. А для расширения диапазона работы ее "вверх" - это ракетно-прямоточный двигатель.
В конце добавляется чуток окислителя (может перекиси водорода, закиси азота, нитрометана и т.п. создающих и объём)
 :o

ЦитироватьС чего вдруг такое бурное раздражение, порождающее хамство?  

Ну что вы, какое хамство? Я разве ваас обозвал плохим словом, хотя бы дебилушкой? Неужели вас обидело слово "гениальный"? ;)
 А раздражение оттого что меня раздражают изобретатели предлагающие изобретения противоположные общепринятой практике. Собственно раздражает их предположение что ошибка не в их изобретении а в общепринятой практике.

ЦитироватьОт Вас я такого не ожидал и о Вас был лучшего мнения!

О, блин, значит вы меня плохо знаете... :)

ЦитироватьЯ многих особенностей двигателей не знаю, об этом с самого начала говорю.

Дык собственно это и раздражает, что гениальные изобретатели делают изобретения в областях в которых не разбираются.
 

ЦитироватьЧто касается двигателей от Ту160. Они по принципу работы являются турбореактивными, их конструкция и принцип работы отличается от прямоточных.

Имя, чсестра? Тьфу, удельную массу, брат?

ЦитироватьТеперь Вы ответьте на вопрос: какова суммарная масса всех двигателей, установленных на  первой ступени Зенита?

Легко. 10 тонн.

ЦитироватьОтветив на этот вопрос Вы сможете грубо оценить суммарную массу прямоточных двигателей, которые будут задействованы на первой ступени.

В смысле? Какая связь между массой ваших прямоточников и массой ЖРД РД-171?  

ЦитироватьЯ сам не знаю массы прямоточных двигателей, об этом несколько раз говорил. Эту массу могут назвать только СПЕЦИАЛИСТЫ в области прямоточных двигателей.

Так вы б сначала поинтересовались а потом бы и предлагали.  

ЦитироватьИ я надеюсь, что они прочитают настоящую тему м оценят возможность их применения на ракете-носителе.

Видите: вы игнорируете текст который я вам пишу. А обижаетесь что я вас ругаю.
 Вы верите что тупые специалисты до сих пор не додумались до этой идеи и возьмутся её оценивать только прочитав ваш текст. И обижаетесь когда я вас называю "гениальным".

ЦитироватьИ хотел обратить внимание конструкторов-ракетостроителей. чтобы они состыковались со специалистами в области двигателей и пришли к нужному решению. Вдруг эти мысли ОКАЖУТСЯ ПРАВИЛЬНЫМИ?

Плнятно. То есть вы так и не смогли понять в чём вся тупость и несостоятельность вашей бредовой идеи?

ЦитироватьХочу сказать ещё следующее: я не плакал, не угрожал и не пускал кровь! Не надо выдумывать!

Да нет, вы всего лишь возомнили себя гениальным изобретателем, умнее всех ракетостроителей мира. Который изобрёл гениальную идею - поставить на ракету ВРД. Разве этого мало?

ЦитироватьПрямоточный двигатель будет включен на 30-й секунде (высота чуть более 1 км), а будет выключен (или не выключен, если скорость обеспечит нужный напор воздуха) на 100-й секунде (около 30 км). На этом участке ЖРД израсходует более 100 тонн жидкого кислорода, если говорить о ракете "Зенит". Это огромная масса кислорода, которую можно было бы брать из атмосферного воздуха, в этом случае теоретически, благодаря прямоточным двигателям, мы могли бы не доливать эти самые 100 тонн в баки с жидким кислородом. Ракета во время старта была бы легче на несколько десятков тонн!!! Но это в том случае, если полностью заглушить ЖРД ракеты во время работы прямоточных двигателей, но этого делать не стОитЮ его всё равно придётся включать. Сюжет сказки становится чуть мрачнее, но не настолько, чтобы горевать. :)

Вот теперь я вижу что вы настоящий рафинированный дебил.
Вы так и не смогли понять что масса ПВРД окажется БОЛЬШЕ чем масса сэкономленого кислорода. Ракета станет не легче а тяжелее. Вы не только не смогли этого понять, вы даже не смогли об этом подумать. Неспособность думать указывает на отсутствие ума. Вот из таких кадров и рекрутируются гениальные изобретатели.

ЦитироватьПрямоточные двигатели близки по принципу работы к жидкостным ракетным двигателям,

:shock:  :shock:  :shock: Это пипец.

ЦитироватьСледовательно отдача его должна быть большей, так как давление в камере сгорания будет больше, чем в камере сгорания ЖРД.

:shock:  :shock:  :shock:
 Это пипец.
 Посторонний, я был о вас намного лучшего мнения. :(

ЦитироватьЭту массу могут назвать только СПЕЦИАЛИСТЫ в области прямоточных двигателей. И я надеюсь, что они прочитают настоящую тему м оценят возможность их применения на ракете-носителе. И хотел обратить внимание конструкторов-ракетостроителей. чтобы они состыковались со специалистами в области двигателей и пришли к нужному решению. Вдруг эти мысли ОКАЖУТСЯ ПРАВИЛЬНЫМИ?
 

Дебилушка, вы смогли прочитать и понять написанный специально для вас текст:

ЦитироватьИсследования проведены очень давно, гдето во времена Циолковского а может и раньше.
 Результаты этих исследований и мнение профессиональных разработчиков выражены в созданых ими изделиях на которых человечество летает в космос. [/size] Летает на ЖРД без какого-либо намёка на ВРД.

Цитировать

Цитировать

С чего вдруг такое бурное раздражение, порождающее хамство? От Вас я такого не ожидал и о Вас был лучшего мнения! Начали переходить на личности. Я, кстати, даже и не думал Вас доводить до такого состояния. Скажу, дабы Вас утешить, что мои рассуждения не претендуют на гениальность, и об этом я говорил с самого начала и продолжаю об этом говорить.

Привыкайте, это - Старый. Теперь вы узнаете его лучше.

ЦитироватьЯ многих особенностей двигателей не знаю, об этом с самого начала говорю.

Я, к сожалению, тоже. И в эту тему не лез, считал ее изначально бредом. Но вспомнил про ракетно-прямоточные двигатели, которые, в отличии от (всех) других прямоточных, работают и с нулевой стартовой скоростью. Вот характеристик этих двигателей я не скажу,  не знаю, но, мне кажется, такой вариант может быть интересен. В случае ступени на ракетно-прямоточных двигателях старт происходит на обычных ракетных двигателях, но потом уменьшается количество окислителя, подаваемого в них, и топливо догорает в прямоточном тракте. Вариант подачи дополнительного топлива в прямоточный тракт для РКН, мне кажется, не актуален.

ЦитироватьХочу сказать ещё следующее: я не плакал, не угрожал и не пускал кровь! Не надо выдумывать!

Не стоит унижаться перед Старым, просто не кормите троля.

ЦитироватьВот характеристик этих двигателей я не скажу,  не знаю, но, мне кажется, такой вариант может быть интересен.

И почему меня это совершенно не удивляет... :(

ЦитироватьНе стоит унижаться перед Старым, просто не кормите троля.

Если я троль то кто же вам раскажет почему ракеты летают на ракетных двигателях и не летают на воздушно-реактивных? Ведь так дураком и помрёте.

 Да, и вы ведь заглянули сюда не обсудить применение ВРД на РН а очередной раз сказать какой Старый плохой. Что такое по вашему "тролинг"?

ЦитироватьНе стоит унижаться перед Старым, просто не кормите троля.

Кстати. Видимо слова "Спасибо за объяснение, я понял" вы считаете унижением. Во всех случаях когда коллективными усилиями форума вам удалось чтото объянить вы ни разу не произнесли этих слов. Во всех случаях вместо них вы ударились в тупизм и паясничанье и ушли с гордым видом победителя. Чтоб потом вернуться излагая то что вам рассказали как свои мысли.

Цитировать

ЦитироватьНе стоит унижаться перед Старым, просто не кормите троля.

Кстати. Видимо слова "Спасибо за объяснение, я понял" вы считаете унижением.

Нет, не считаю. Я просто считаю вас хамом подзаборным, обыкновенным.

И, кстати. "Спасибо за объяснение, я понял", что вы, Старый, ничего не знаете о характеристиках ракетно-прямоточных двигателей, пригодных для использования в РКН. И что сказать вам по теме нечего.

ЦитироватьИ, кстати. "Спасибо за объяснение, я понял", что вы, Старый, ничего не знаете о характеристиках ракетно-прямоточных двигателей, пригодных для использования в РКН. И что сказать вам по теме нечего.

Я знаю достаточно. И сказал: Их масса будет больше чем масса сэкономленого топлива.
 Вы не смогли прочитать? И почему меня это совершенно не удивляет... :(

Цитировать

ЦитироватьПосторонний писал(а):

"При старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска."


пардон, так а где изюм? прямоточники выше 35 км работать тож не будут.

Прямоточный двигатель будет включен на 30-й секунде (высота чуть более 1 км), а будет выключен (или не выключен, если скорость обеспечит нужный напор воздуха) на 100-й секунде (около 30 км). На этом участке ЖРД израсходует более 100 тонн жидкого кислорода, если говорить о ракете "Зенит". Это огромная масса кислорода, которую можно было бы брать из атмосферного воздуха, в этом случае теоретически, благодаря прямоточным двигателям, мы могли бы не доливать эти самые 100 тонн в баки с жидким кислородом. Ракета во время старта была бы легче на несколько десятков тонн!!! Но это в том случае, если полностью заглушить ЖРД ракеты во время работы прямоточных двигателей, но этого делать не стОитЮ его всё равно придётся включать. Сюжет сказки становится чуть мрачнее, но не настолько, чтобы горевать. :)

Проблема в том, что Выпредлагаете экономить на самом дешевом компоненте РН - жидком кислороде, тогда как масса самого дорогого компонента - ДУ сильно растет. Иными словами, массовая отдача у Вас можэет и вырастет, но гораздо меньше, чем стоимость. Второй минус - до 30-й секунды и после 100-й секунды дополнительные ПВРД являются источником вредного сопротивления и паразитной массы (удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш. Надо завязывать с такими сказками :wink:

ЦитироватьИными словами, массовая отдача у Вас можэет и вырастет

Откуда ж она вырастет то?

Цитировать

ЦитироватьИ, кстати. "Спасибо за объяснение, я понял", что вы, Старый, ничего не знаете о характеристиках ракетно-прямоточных двигателей, пригодных для использования в РКН. И что сказать вам по теме нечего.

Я знаю достаточно. И сказал: Их масса будет больше чем масса сэкономленого топлива.

А с цифрами в руках доказать не пробовали? Потому, что ваши утверждения прямо противоположны действительности?

Цитировать

ЦитироватьОт 30-й до 100-й секунды могли бы работать прямоточные двигатели, установленные по периметру нижней части первой ступени ракеты-носителя.

А до 30-й секунды?

Так что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.

ЦитироватьВы не смогли прочитать? И почему меня это совершенно не удивляет... :(

Прочитал. Внимательно. И хотел бы, что бы тему обсуждали те, кто действительно в курсе. Народ, кому еще не надоело читать оскорбления от хамоватого ефрейтора автоматической линии?

В общем, желательно, что бы кто-то, действительно располагающий информацией, рассказал,как на самом деле. С моей точки зрения при классической схеме выведения - не интересно. Но все может измениться, если использовать более пологую траекторию выведения. Или кто-то попробует рассчитать, какие характеристики должны быть у такого двигателя, тогда можно сравнить их с достигнутыми.

ЦитироватьА с цифрами в руках доказать не пробовали?

Кому? Вам? Даже и не подумаю.  

ЦитироватьПотому, что ваши утверждения прямо противоположны действительности?

Потому что общеизвестные факты не нуждаются в доказательствах.

ЦитироватьТак что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.

Вот ведь до чего может додуматься ВалериJ если вдруг попытается судить о том что знает Старый.

ЦитироватьИ хотел бы, что бы тему обсуждали те, кто действительно в курсе. Народ, кому еще не надоело читать оскорбления от хамоватого ефрейтора автоматической линии?

Кто ещё не высказался в этой теме? Кто ещё поддержал гениального изобретателя кроме вас?

ЦитироватьВ общем, желательно, что бы кто-то, действительно располагающий информацией, рассказал,как на самом деле.

Дебилушка, пересмотрите все ракеты мира и увидьте своими глазами как на самом деле.[/size] Я понимаю что моска у вас нет, но глаза то у вас ещё есть?

ЦитироватьС моей точки зрения при классической схеме выведения - не интересно. Но все может измениться, если использовать более пологую траекторию выведения. Или кто-то попробует рассчитать, какие характеристики должны быть у такого двигателя, тогда можно сравнить их с достигнутыми.

Ктото возьмётся чтото кудато подогнать чтоб у облажавшегося в очередной раз ВалериJя сошлись концы с концами? Попросите зюхмана - кто ещё вам поможет? Ещё можно обратиться на Йэху Москвы к Юлии Латыниной - универсальной специалистке по всем вопросам.

ВалериJ, для вас, сообщение с первой страницы от специалиста:

ЦитироватьПосторонний
Чуть ли не каждый год приходит очередной пользователь и вспоминает эту абортивную[/size] идею...

ВалериJ, вас нет нет не только моска но и глаз?

ЦитироватьТак что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.

Хм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

ЦитироватьХм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

А если он поведёт речь о РПД то будет ещё хуже.

Цитировать

ЦитироватьХм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

А если он поведёт речь о РПД то будет ещё хуже.

Не совсем. Во-первых, будет использован единый тип двигателя (а не два отдельных). Во-вторых, РПД можно реализовать с относительно небольшими затратами массы (но и с небольшим эффектом естественно). Например, т.н. "воздушное форсирование"

ЦитироватьПроблема в том, что Выпредлагаете экономить на самом дешевом компоненте РН - жидком кислороде, тогда как масса самого дорогого компонента - ДУ сильно растет. Иными словами, массовая отдача у Вас можэет и вырастет, но гораздо меньше, чем стоимость.

Это правда. Но представим МРКС с ракетно-прямоточными двигателями на на многоразовой первой ступени. Прямоточный тракт  может быть одновременно и элементом, обеспечивающим прочность ступени при возвращении. А уменьшение объема и взлетной массы первой ступени для МРКС, при сохранении остальных параметров системы - ну очень не вредно.

ЦитироватьВторой минус - до 30-й секунды и после 100-й секунды дополнительные ПВРД являются источником вредного сопротивления и паразитной массы (удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш.

Слова против не скажу, вот только простенький расчётик не помешает. Здесь, мне кажется, так близка грань, что без расчета - никуда.....

ЦитироватьНе совсем. Во-первых, будет использован единый тип двигателя (а не два отдельных).

Выше 30 км на чёмто всё равно надо будет лететь. Значит ЖРД необходим, просто он поработает балластом.

ЦитироватьВо-вторых, РПД можно реализовать с относительно небольшими затратами массы (но и с небольшим эффектом естественно). Например, т.н. "воздушное форсирование"

Небольшими по сравнению с чем? С ЖРД? ;) И масса самого РПД и масса израсходованного топлива будет больше чем в случае ЖРД.
 Видать не зря на всех известных ракетах с ПВРД  (Москит, Круг, Куб, Оникс) применяют не РПД а разгонный РДТТ который после выгорания сбрасывается.

ЦитироватьНо представим МРКС...
на многоразовой первой ступени...

Всё. Чюдо побежало вилять филеем. МРКС... Многоразовая ступень...
 С Зенитом всё? Защищать дебилизм идеи больше нет желания? И чего было лезть?

Цитировать

Цитировать(удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш.

Слова против не скажу, вот только простенький расчётик не помешает.

Так проведите расчётик. Слабо?

ЦитироватьЗдесь, мне кажется, так близка грань, что без расчета - никуда.....

Когда кажется нада креститься. А не лезть на форум тупить и паясничать.

Цитировать(удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т).

Ох, поглядев на известные ракеты с СПВРД чтото меня забрало сомнение в столь оптимистичных параметрах...

Цитировать

ЦитироватьТак что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.

Хм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

Дмитрий, это я как раз понял, и тоже отнесся к теме как к бреду, но потом вспомнил про РПД. Топикстартер в самом начале признался, что о характеристиках прямоточных двигателей он не знает, сам я о них узнал с вашей подачи совсем недавно (и отдельно благодарю вас за это). Так что под названием "прямоточные" он имел в виду и РПД, просто не знал о них. Тем более, что и относительно большая стоимость РПД не препятствие в случае МРКС.

Ну, а остальное вы уже сказали Старому:

Цитировать

ЦитироватьА если он поведёт речь о РПД то будет ещё хуже.

Не совсем. Во-первых, будет использован единый тип двигателя (а не два отдельных). Во-вторых, РПД можно реализовать с относительно небольшими затратами массы (но и с небольшим эффектом естественно). Например, т.н. "воздушное форсирование"

ЦитироватьНу, а остальное вы уже сказали Старому:

Ни прочитать ни понять ответа на это вы не смогли. Ни асилили. И почему меня это совершенно не удивляет...
 И вобще, ВалериJ, напрасно вы пытаетесь уговорить себя что Саныч или ктото другой вас поддерживает.

Цитировать

Цитировать(удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т).

Ох, поглядев на известные ракеты с СПВРД чтото меня забрало сомнение в столь оптимистичных параметрах...

Посмотри здесь:
http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная масса примерно 0,1. И это конец 1950-х.

ЦитироватьПосмотри здесь:
 http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная масса примерно 0,1. И это конец 1950-х.

Так это ж только камера сгорания! А воздухозаборник с воздуховодом? А мотогондола? Без воздухозаборника СПВРД работать не будет.

 В реальности весь корпус Бури (впрочем и всех современных ракет с ПВРД) является частью ПВРД.

Цитировать

ЦитироватьНо представим МРКС...
на многоразовой первой ступени...

Всё. Чюдо побежало вилять филеем. МРКС... Многоразовая ступень...
 

Впрочем для МРКС идея столь же бредова по тем же причинам.

Цитировать

ЦитироватьПосмотри здесь:
 http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная масса примерно 0,1. И это конец 1950-х.

Так это ж только камера сгорания! А воздухозаборник с воздуховодом? А мотогондола? Без воздухозаборника СПВРД работать не будет.

 В реальности весь корпус Бури (впрочем и всех современных ракет с ПВРД) является частью ПВРД.

Да, воздухозаборник вписан в конструкцию ЛА. Для РД-018У он добавлял, ну, пусть 50 кг массы. Воздуховод для изолированного СПВРД - это корпус КС. Проблема-то не в этом, а в том, что максимальная тяга и УИ по топливу достигаются в узком диапазоне чисел М (для РД-012 и РД-018) - около М=3. Значит, все остальное время ПВРД будет работать на нерасчетных (и неэкономичных  режимах). В результате эффект экономии стартовой массы (или прироста ПГ при фиксированной стартовой массе) от применения ПВРД будет мизерным, если не отризательным, а экономический эффект будет однозначно отрицательным.

ЦитироватьДа, воздухозаборник вписан в конструкцию ЛА. Для РД-018У он добавлял, ну, пусть 50 кг массы.

Это на МКР Буран? Ой, сомневаюсь я что воздухозаборник там был 50 кг. Может 500?  

ЦитироватьВоздуховод для изолированного СПВРД - это корпус КС. Проблема-то не в этом, а в том, что максимальная тяга и УИ по топливу достигаются в узком диапазоне чисел М (для РД-012 и РД-018) - около М=3. Значит, все остальное время ПВРД будет работать на нерасчетных (и неэкономичных  режимах). В результате эффект экономии стартовой массы (или прироста ПГ при фиксированной стартовой массе) от применения ПВРД будет мизерным, если не отризательным, а экономический эффект будет однозначно отрицательным.

Ну допустим для Зенита он оптимизирует под ту скорость что там будет (хотя невозможно оптимизировать одновременно под дозвук и сверхзвук).
 Проблема не в оптимизации по экономичности а в высокой удельной массе ВРД по сравнению с ЖРД. Масса самой конструкции окажется больше чем масса сэкономленого топлива. Про габариты и прочее я вообще молчу. Расход топлива в этих химерах вообще на вторых местах.
 Вообще применение ракетных двигателей для коротких полётов даже в атмосфере вызвано именно тем что они легче воздушно-реактивных. То что удельный расход топлива РДТТ в разы выше чем ВРД не влияет - РДТТ легче даже с топливом. Это вроде как общеизвестный факт?
 И только при длительных полётах когда масса конструкции не растёт а масса израсходованного топлива линейно растёт, ВРД начинают получать преимущество. Вроде бы общеизвестный факт, чего тут обсуждать?

ЦитироватьА с цифрами в руках доказать не пробовали? Потому, что ваши утверждения прямо противоположны действительности?

Так что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.


В общем, желательно, что бы кто-то, действительно располагающий информацией, рассказал,как на самом деле. С моей точки зрения при классической схеме выведения - не интересно. Но все может измениться, если использовать более пологую траекторию выведения. Или кто-то попробует рассчитать, какие характеристики должны быть у такого двигателя, тогда можно сравнить их с достигнутыми.

более пологая траектория в пределе вырождается в воздушный старт.

чем более пологая траектория, тем существеннее поперечные нагрузки на струкрурные элементы ракеты - компенсация - масса растет.

далее, ни один ВРД не сможет заглотить столько воздуха, что бы создать тягу хоть немного сравнимую с тягой жрд.

для создания 740 тонн тяги, ТРДД должен иметь возухозаборники примерно 120 квадратных метров, а ПВРД в лучшем случае примерно 70-80.

если взять центральный блок 4 метра в диаметре, то кольцевой ПВРД должен иметь диаметр 10-11 метров. передача тягового усилия в 740 тонн да на таком диаметре на корпус центрального блока потребует мощнейших силовых кронштейнов и так далее - масса растет.

это кстати минимально возможные размеры ПВРД буде такая схема вообще работоспособна.

по совокупности - нет смысла мастерить вертикальный старт с ВРД. изюма нет вообще и все равно придем к воздушному старту.

как вариант - развитие концепции SR-71 «Blackbird». теоретически если топлива взять чуть и заменить все это на ПН, то можно пульнуть до 35 тонн с М>3.

с Ту160 - до 150 тонн с М>2

но это все теория, требующая детальных рассчетов и экспериментов.

Цитироватьболее пологая траектория в пределе вырождается в воздушный старт.

Не обязательно доводить до вырождения.

Цитироватьчем более пологая траектория, тем существеннее поперечные нагрузки на струкрурные элементы ракеты - компенсация - масса растет.

Для МРКС структурные элементы двигателя, являются силовыми элементами корпуса первой ступени.

Цитироватьдалее, ни один ВРД не сможет заглотить столько воздуха, что бы создать тягу хоть немного сравнимую с тягой жрд.

Это так. Но для ПРД в этом нет проблемы, при нулевой скорости он работает как ракетный двигатель.

Цитироватьдля создания 740 тонн тяги, ТРДД должен иметь возухозаборники примерно 120 квадратных метров, а ПВРД в лучшем случае примерно 70-80.

А вот это значительно серьезнее. Во первых, некую часть тяги в РПД неизбежно берет на себя тот ракетный двигатель(и), который работает как "форсунка(и)". Во вторых, как часть воздухозаборника работает крыло МРКС.

Цитироватьесли взять центральный блок 4 метра в диаметре, то кольцевой ПВРД должен иметь диаметр 10-11 метров. передача тягового усилия в 740 тонн да на таком диаметре на корпус центрального блока потребует мощнейших силовых кронштейнов и так далее - масса растет.

Все так. Но для МРКС смысла не имеет, там воздухозаборник секторный.

Цитироватьэто кстати минимально возможные размеры ПВРД буде такая схема вообще работоспособна.

Я уже сказал про часть тяги, которую обеспечивает ракетный двигатель, и про крыло, которое часть воздухозаборника? Значит, уже не минимальные.

Цитироватьпо совокупности - нет смысла мастерить вертикальный старт с ВРД. изюма нет вообще и все равно придем к воздушному старту.

Докажите. Пока у меня другое мнение.

Цитироватькак вариант - развитие концепции SR-71 «Blackbird». теоретически если топлива взять чуть и заменить все это на ПН, то можно пульнуть до 35 тонн с М>3.

с Ту160 - до 150 тонн с М>2

А МРКС может разогнать большую массу до большей скорости.

Цитироватьно это все теория, требующая детальных рассчетов и экспериментов.

А вот с этим абсолютно согласен.

нет ничего хуже чем компромиссные решения в сложной технической системе. всегда нужно определить идеальный конечный результат и добиваться его.

какого хрена здесь делает МРКС, когда речь о ПВРД вместо жрд?

МРКС (если речь о байкале) как раз и является лучшим подтверждением моего тезиса - массовое совершенство всего 6, когда у зенита 11,5, а у других - до 13. и это учтите, он еще не взлетает по более пологой :-) траектории, а только садится когда пустой.

ПВРД и при более высоких скоростях требует больших воздухозаборников

Цитироватьнет ничего хуже чем компромиссные решения в сложной технической системе. всегда нужно определить идеальный конечный результат и добиваться его.

Не думаю, что это так. Сложный проект потому и сложный, что многофакторный, и оптимизируется он с учетом большого числа параметров.

Цитироватькакого хрена здесь делает МРКС, когда речь о ПВРД вместо жрд?

РПД - один из типов ПВРД. МРКС (МРКН) - один из типов носителей. Что не так? Для одноразового носителя РПД слишком дорог, но для многоразовой МРКС вполне адекватен.

ЦитироватьМРКС (если речь о байкале) как раз и является лучшим подтверждением моего тезиса - массовое совершенство всего 6, когда у зенита 11,5, а у других - до 13. и это учтите, он еще не взлетает по более пологой :-) траектории, а только садится когда пустой.

Речь не идет о Байкале. Попробовал воспользоваться поиском, но, похоже, тема сгорела. Речь об МРКН с неподвижным треугольным крылом, вот здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=928618#928618 можно найти о нем информацию. Но никто не делал МРКН на РПД, так же, как никто не делал еще МРКС на обычных ракетных двигателях.

По поводу массового совершенства все вообще не так просто. Вы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя. Поздравляю. Хотите терерь сравнить импульс РПД с импульсом обычного ракетного двигателя? Эта разница происходит из-за того, что в процесс вовлекается окружающий РН воздух.

Ну, а более пологая траектория задается не конструкцией РН, а программой ее СУ, это конструкция РН разрабатывается с учетом траектории.

ЦитироватьПВРД и при более высоких скоростях требует больших воздухозаборников

Чем больше скорость РН, тем больше топлива выработано, т.е. тем меньше нужна тяга (не зря в конце активного участка двигателя дроселируют).

ЦитироватьВы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя.
Поздравляю.

Фед, это оказывается вы её тут выиграли. :)

Цитировать

ЦитироватьПВРД и при более высоких скоростях требует больших воздухозаборников

Чем больше скорость РН, тем больше топлива выработано, т.е. тем меньше нужна тяга.

Бедный, бедный ВалериJ... Вмешался в разговор а о чём говорят - не понял. :(

Валерий, у вас логика хромает (как правописание у виннипуха). это к вопросу идеального конечного результата и компромиссов. оптимизация, это не компромисс. есть такая штука ТРИЗ называется. почитайте, просветляет.

если речь не о байкале, то остальные бумажные тигры меня не очень интересуют. обосновывать свои тезисы несуществующими системами не имеет смысла.

покажите мне работающий ПРД в составе работающей системы и будет о чем говорить. явки, пароли, имя в конце концов :-)

ну или на крайняк серьезные рассчеты, анализ и результаты экпериментов.

а прожекты я и сам могу по десятку в день выдавать. да так, что роскосмосу завидно будет.

например из пушки на луну, хотя нет это уже было.

модифицируем - электромагнитная пушка километров 50 через эверест. маловат канеш, но олимпа марсианского у нас нет.

ваш ПРД работать в принципе будет, но реально добиться необходимых параметров не получится. либо эффективность, либо надежность, либо экономика похоронит этот прожект.

зачем плодить сущности сверх необходимого?

я противник комбинированных двигунов. максимум на что можно согласиться это комбинация ПВРД с ТРДД как на черном дрозде. и то все прекрасно знают, что параметры его двигуна хуже, чем и у ПВРД и у ТРДД.

когда я писал, что не сможет заглотить достаточно воздуха, то я имел ввиду, что его просто нет если не делать воздухозаборник соответствуюшего размера, а это 80 квадратов на М1. на М2 уже нужно только 40, но если уж разогнали машину до М2, то ПВРД для вертикального старта нахрен не нужен - берем воздушный и обходимся существенно меньшей тягой, что экономит нам все.

тем более все технологии есть.

если мы уж взялись использовать все преимущиства наличия атмосферы, то почему ограничиваться только топливом. компенсировать паразитное сопротивление воздуха подъемной силой.

тоже бабла немеряно стоит, но это хоть реализуемо на нынешнем уровне технологии.

Цитировать

ЦитироватьВы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя.
Поздравляю.

Фед, это оказывается вы её тут выиграли. :)

ну канеш я, а кто же еще :-)

я сплю и вижу как бы мне выиграть какой спор или на крайняк дискуссию.

честно говоря мне это фиолетово. я самоутверждаюсь в реальной жизни - работа, дом, семья.

а здесь даже по морде не дать и не получить, хотя не то что бы я очень хотел, но все же. сплошной виртуал.

да вас вообще нет, вы все плод моего больного воображения в потоке сознания.

так что не мешайте спать моему разуму и освобождать моск от залежей нереализованных возможностей.

ЦитироватьПо поводу массового совершенства все вообще не так просто. Вы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя. Поздравляю. Хотите терерь сравнить импульс РПД с импульсом обычного ракетного двигателя? Эта разница происходит из-за того, что в процесс вовлекается окружающий РН воздух.

Ну, а более пологая траектория задается не конструкцией РН, а программой ее СУ, это конструкция РН разрабатывается с учетом траектории.

Валерий, не бывает идеальных решения на все случаи жизни. высокий УИ не есть самоцель, но средство достижения определенного результата.

в формуле циолковского есть не только УИ, но еще и массы.

для точного рассчета туда же нужно добавить (ну или отнять - кому как нравится) гравипотери, аэродинамические потери, потери на управление. и массу других вкусностей по САС, обтекателю, времени разделения и все такое.

есть еще надежность системы, наличные технологии и освоенный производственный процесс, экономика и все такое.

так вот 9 мерлинов в сравнении с одним РД-180 однозначно проигрывают по всем этим параметрам.

а ступень с ПВРД или еще хуже, с РПД, однозначно не имеет шансов ни против воздушного старта (буде нам нужно 50 стартов в год), ни против конвенционального ракетного старта.

кроме высокого УИ в течение пары секунд работы ПВРД там нет ничего вкусного вообще - сплошной головняк.

попытка полумерами и компромиссами решить этот вопрос (лишь бы только реализовать вертикальный старт с использованием кислорода воздуха) дает наихудшую комбинацию недостаков обоих систем.

IMHO

кста, я и не писал, что пологая траектория задается конструкцией. как раз наоборот - пологая траектория влияет на конструкцию аппарата ввиду наличия серьезных поперечных нагрузок, которые необходимо компенсировать дабы вся наша веселая музыка не развалилась

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя.
Поздравляю.

Фед, это оказывается вы её тут выиграли. :)

ну канеш я, а кто же еще :-)
я сплю и вижу как бы мне выиграть какой спор или на крайняк дискуссию.

Вобщето я рассчитывал не на ваш ответ а на ВалериJя. :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя.
Поздравляю.

Фед, это оказывается вы её тут выиграли. :)

ну канеш я, а кто же еще :-)
я сплю и вижу как бы мне выиграть какой спор или на крайняк дискуссию.

Вобщето я рассчитывал не на ваш ответ а на ВалериJя. :)

так я ж в потоке сознания :-)

а Валерий размышляет наверное

Цитироватья противник комбинированных двигунов. максимум на что можно согласиться это комбинация ПВРД с ТРДД как на черном дрозде. и то все прекрасно знают, что параметры его двигуна хуже, чем и у ПВРД и у ТРДД.

Тем не менее у ПРД есть преимущество перед ПВРД и ТРДД - он один обладает их свойствами. ТРДД, как маршевый двигатель, в принципе может потребоваться АКС. И то не обязательно, на АКС так же возможна установка РПД.

Цитироватькогда я писал, что не сможет заглотить достаточно воздуха, то я имел ввиду, что его просто нет если не делать воздухозаборник соответствуюшего размера, а это 80 квадратов на М1. на М2 уже нужно только 40, но если уж разогнали машину до М2, то ПВРД для вертикального старта нахрен не нужен - берем воздушный и обходимся существенно меньшей тягой, что экономит нам все.

ПРД просто не нужно большое количество воздуха на малой скорости. на малой скорости это практически ракетный двигатель.

Переход от МРКС к горизонтальному старту - это переход к АКС, потребуется намного больше денег на разработку, и намного больший трафик (количество полетов) на орбиту. МРКС намного проще в разработке, экономически эффективна при меньшем темпе пусков, и не имеет таких жестких ограничений по грузоподъемности.

Цитироватьесли мы уж взялись использовать все преимущиства наличия атмосферы, то почему ограничиваться только топливом. компенсировать паразитное сопротивление воздуха подъемной силой.

тоже бабла немеряно стоит, но это хоть реализуемо на нынешнем уровне технологии.

Повторяю, для эффективного использования АКС нужно намного больше полетов на орбиту. При эксплуатации АКС одновременно с МРКС они будут обслуживать разные ниши. АКС будет запускать малые/средние спутники (примерно до 9 тонн многоразовой ступенью, и до 15-18-20 тонн с помощью условно-одноразовой ступени), доставлять пассажиров на ОС и обеспечивать их эксплуатацию, заправлять условно одноразовые ступени топливом. МРКС будет доставлять на орбиту модули ОС и отправлять тяжелые кванты к Луне и дальше.

ЦитироватьВалерий, не бывает идеальных решения на все случаи жизни. высокий УИ не есть самоцель, но средство достижения определенного результата.

в формуле циолковского есть не только УИ, но еще и массы.

для точного рассчета туда же нужно добавить (ну или отнять - кому как нравится) гравипотери, аэродинамические потери, потери на управление. и массу других вкусностей по САС, обтекателю, времени разделения и все такое.

Собственно, об этом я и пишу - для точного расчета необходима достаточно полная информация и расчеты.

Цитироватьесть еще надежность системы, наличные технологии и освоенный производственный процесс, экономика и все такое.

так вот 9 мерлинов в сравнении с одним РД-180 однозначно проигрывают по всем этим параметрам.

Предлагаете Маску освоить РД-180? Напишите ему в твиттер.
Считаете, что наша космическая промышленность эффективнее Маска?Самому не смешно? Даже Поповкин говорит, что 20-25%% бюджета Роскосмоса расходуется не по назначению. Судя по тому, что есть на орбите, дело обстоит ровно обратным образом.

Цитироватьа ступень с ПВРД или еще хуже, с РПД, однозначно не имеет шансов ни против воздушного старта (буде нам нужно 50 стартов в год), ни против конвенционального ракетного старта.

Докажите с цифрами в руках.

Цитироватькроме высокого УИ в течение пары секунд работы ПВРД там нет ничего вкусного вообще - сплошной головняк.

Топикстартер предложил запускать ПВРД на тридцатой и останавливать на сотой секундах. Даже этот промежуток - 70 секунд, это далеко не пара. А с учетом того, что первая ступень МРКС должна, по определению, быть более приспособленной к более пологой траектории запуска, то ПРД будет давать нормальный эффект на большей части участка работы первой ступени. Только самый запуск (когда скорость мала) и самые последние секунды, (что бы выйти в зону с низким скоростным напором для разделения) ПРД будет работать в режиме ракетного двигателя.

Цитироватьпопытка полумерами и компромиссами решить этот вопрос (лишь бы только реализовать вертикальный старт с использованием кислорода воздуха) дает наихудшую комбинацию недостаков обоих систем.

Докажите с цифрами в руках.

Я не фанат вертикального или горизонтального старта. Есть разные ситуации, для них есть разные решения.

Цитироватькста, я и не писал, что пологая траектория задается конструкцией. как раз наоборот - пологая траектория влияет на конструкцию аппарата ввиду наличия серьезных поперечных нагрузок, которые необходимо компенсировать дабы вся наша веселая музыка не развалилась

Вы же процитировали то, что я написал. Ну и с чем вы здесь спорите:

ЦитироватьНу, а более пологая траектория задается не конструкцией РН, а программой ее СУ, это конструкция РН разрабатывается с учетом траектории.

ЦитироватьПредлагаете Маску освоить РД-180? Напишите ему в твиттер.

Не, не, не! Предлагаем навесить на Флакон РПД. Срочно пишите в Твиттер.

Валерий, насколько я понимаю, бремя доказательства лежит на предложившем вертикальный старт с РПД.  если вы предлагаете такую систему, то у вас наверняка есть хоть какие-то надежные данные испытаний, рассчеты и так далее.

мой пессимизм основывается на информации 25-ти летней давности, когда мы обсуждали в институте возможные комбинации.

основная проблема - техническая сложость создания и отработки надежного РПД.

сложная циклограмма пуска и переключения двигателя и особенно тот факт, что реальные выгоды будут ТОЛьКО при очень пологой траектории характерной для воздушного старта.

Цитировать

ЦитироватьПосмотри здесь:
 http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная масса примерно 0,1. И это конец 1950-х.

Так это ж только камера сгорания! А воздухозаборник с воздуховодом? А мотогондола? Без воздухозаборника СПВРД работать не будет.

 В реальности весь корпус Бури (впрочем и всех современных ракет с ПВРД) является частью ПВРД.

А центральное тело - баком.

ЦитироватьА центральное тело - баком.

Емнип, в цетральном теле содержался боевой блок.

Цитировать

ЦитироватьА центральное тело - баком.

Емнип, в цетральном теле содержался боевой блок.

... И баки.
У пврдешек такая интеграция что членение чисто условно.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА центральное тело - баком.

Емнип, в цетральном теле содержался боевой блок.

... И баки.
У пврдешек такая интеграция что членение чисто условно.

Насколько помню, основной объем топлива содержался в фюзеляже в баках вокруг канала диффузора. :roll:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА центральное тело - баком.

Емнип, в цетральном теле содержался боевой блок.

... И баки.
У пврдешек такая интеграция что членение чисто условно.

Насколько помню, основной объем топлива содержался в фюзеляже в баках вокруг канала диффузора. :roll:

Разрез к сожалению не смог найти.
Старались использовать весь возможный объем.

ЦитироватьВалерий, насколько я понимаю, бремя доказательства лежит на предложившем вертикальный старт с РПД.  если вы предлагаете такую систему, то у вас наверняка есть хоть какие-то надежные данные испытаний, рассчеты и так далее.

А предложение не мое, предложение топикстартера ;)

На самом деле мое только замечание, что если есть сммысл использовать прямоточные двигателя - то только РПД.

Цитироватьмой пессимизм основывается на информации 25-ти летней давности, когда мы обсуждали в институте возможные комбинации.

К сожалению, я не изучал в институте ракетных двигателей. Кстати, о самом существовании РПД узнал чуть больше полугода назад, здесь на форуме. Обсуждались АКС вообще и проект Гиперкуб. Для первой ступени Гитперкуба первоначально предлагался ПВРД. Встала проблема первоначального разгона. Я предложил нулевую крылатую ступень с ТРВД, практически воздушный старт, hcube предложил рельсовую тележку, по которой АКС должна разгоняться до скорости звука, еще один товарищ (кажется "Сторонний") предложил ПРД. Он предъявил ссылки, и спор кончился. Форум, к сожалению, часто падает, и информация пропадает.

Цитироватьосновная проблема - техническая сложость создания и отработки надежного РПД.

Сложно - это "дорого, но, вероятно, возможно". Для нынешнего уровня трафика не очень интересно. Вон, англичане Скайлон разрабатывают, тоже ведь не очень простая вещь.

Цитироватьсложная циклограмма пуска и переключения двигателя и особенно тот факт, что реальные выгоды будут ТОЛьКО при очень пологой траектории характерной для воздушного старта.

Сложная циклограмма и гибкая система управления двигателями сейчас не катит, как отмазка. Компьютер справится.
Существует анализ, согласно которому вариант Фалькона9 с многоразовой первой ступенью и переработанный - трехступенчатый теряет в эффективности вывода на орбиту ПН не очень много. Я пытаюсь обсудить это направление вот здесь: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12935  Если объединить эффект от нескольких вариантов, то можно повторить фокус Маска - ничего принципиально нового, но большая экономическая эффективность на выходе. Но реализуемая при значительно большем, чем современный, трафик.

Повторяю, это - не моя идея, мое только замечание, что из всех типов ПВРД есть смысл обсуждать в этой теме только РПД. А вот за серьезным обсуждением мне интересно следить.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя.
Поздравляю.

Фед, это оказывается вы её тут выиграли. :)

ну канеш я, а кто же еще :-)

я сплю и вижу как бы мне выиграть какой спор или на крайняк дискуссию.

честно говоря мне это фиолетово. я самоутверждаюсь в реальной жизни - работа, дом, семья.

а здесь даже по морде не дать и не получить, хотя не то что бы я очень хотел, но все же. сплошной виртуал.

да вас вообще нет, вы все плод моего больного воображения в потоке сознания.

так что не мешайте спать моему разуму и освобождать моск от залежей нереализованных возможностей.

Fed, вы удостоились заслуженной похвалы. ;) :lol:

 Ваша реплика показывает, что вы ещё более тупой, чем я думал, - нормальные люди на работе работают, дома живут, а в семье общаются с близкими.
 А вы, оказывается, только "самоутверждаетесь", - вы такое законченное ничтожество? ;)
 Я уверен что нет, - сходите к психоаналитику, наверняка в вас есть что-то хорошее.

 Точнее сказать, не исключено, что есть. :lol:

Что касается темы, - идейка вполне реализуемая, но в рамках современной экономической ситуации я вижу только возможность вытянуть активный участок за счёт высокого удельного импульса ПВРД.

 Увеличить относительную долю полезной нагрузки ракеты можно просто увеличив стартовую тягу, но это приведёт к избыточно большой двигательной установке, которая будет использоваться неэффективно, - для случая одноразовой ракеты.
 С ПВРД то же самое, - разработка этого ПВРД, пусть даже он даст прибавку полезной нагрузки раза в полтора-два, что сомнительно, потребует затрат, которые сделают затею экономически бессмысленной.

разработать диффузор, пригодный для разных скоростей не реально, даже регулируемый, тем более с выходом на дозвук. Смешение топлива с воздухом и горение будет на сверхзвуке в десятки метров протекать, плюс сопло, итого, очень большая конструкция. Неудивительно что никто ничего так и не сделал

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПосторонний писал(а):

"При старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска."


пардон, так а где изюм? прямоточники выше 35 км работать тож не будут.

Прямоточный двигатель будет включен на 30-й секунде (высота чуть более 1 км), а будет выключен (или не выключен, если скорость обеспечит нужный напор воздуха) на 100-й секунде (около 30 км). На этом участке ЖРД израсходует более 100 тонн жидкого кислорода, если говорить о ракете "Зенит". Это огромная масса кислорода, которую можно было бы брать из атмосферного воздуха, в этом случае теоретически, благодаря прямоточным двигателям, мы могли бы не доливать эти самые 100 тонн в баки с жидким кислородом. Ракета во время старта была бы легче на несколько десятков тонн!!! Но это в том случае, если полностью заглушить ЖРД ракеты во время работы прямоточных двигателей, но этого делать не стОитЮ его всё равно придётся включать. Сюжет сказки становится чуть мрачнее, но не настолько, чтобы горевать. :)

Проблема в том, что Выпредлагаете экономить на самом дешевом компоненте РН - жидком кислороде, тогда как масса самого дорогого компонента - ДУ сильно растет. Иными словами, массовая отдача у Вас можэет и вырастет, но гораздо меньше, чем стоимость. Второй минус - до 30-й секунды и после 100-й секунды дополнительные ПВРД являются источником вредного сопротивления и паразитной массы (удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш. Надо завязывать с такими сказками :wink:

Дмитрий!
Вы совершенно правы, что с прямотоные двигатели в их нынешнем виде не смогут заменить ракетные двигатели из-за их громоздкости и относительно малой эффективности. Признаю, с самого начала я не учёл этого.
Конструкции тех прямоточных двигателей в ныненешнем виде не подойдут для ракет-носителей. Они расчитаны на длительную работу в верхних слоях атмосферы и задумывались изначально для летательных аппаратов, летающих горизонтально.
Пока нет оснований утверждать, что прямоточные двигатели нельзя использовать и в ракетной технике, как замену жидкостным ракетным двигателям.
Но можно рассчитать неоходимую  для поступления требуемого объёма атмосферного кислорода плошадь сечения входа воздухозаборника. Это многое объяснит.

С уважением

ЦитироватьПризнаю, с самого начала я не учёл этого.

Да, ужжж...

ЦитироватьПока нет оснований утверждать, что прямоточные двигатели нельзя использовать и в ракетной технике, как замену жидкостным ракетным двигателям.

Есть такие основания. Просто вы опять "с самого начала не учли их".

ЦитироватьНо можно рассчитать неоходимую  для поступления требуемого объёма атмосферного кислорода плошадь сечения входа воздухозаборника. Это многое объяснит.

Рассчитайте.

Цитироватьесть еще надежность системы, наличные технологии и освоенный производственный процесс, экономика и все такое.

так вот 9 мерлинов в сравнении с одним РД-180 однозначно проигрывают по всем этим параметрам.

Вы уверены, что проигрывают? ;)

 Есть в этом смысле "конечный результат", - Atlas V модификации 401 и тот же Falcon-9.
 Сравните. ;) :lol:

Попытка определить минимальную площадь и минимальный диаметр воронки, через которую воздух поступает в прямоточный двигатель.

Пришлось повторно воспользоваться программой на Экселе, автор которой, возможно, Кирилл Левин: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Согласно расётным данным применительно к  ракете "Зенит" , в течение одной секунды (34-я секунда полёта) израсходовалось 2475,5 кг компонентов топлива, из них на кислород приходится 1768 кг. Если эту массу кислорода распределить на четыре прямоточных двигателя, то каждый из четырёх прямоточных двигателей должен потреблять атмосферный кислород массой 442 кг. В воздухе часть кислорода составляет 23% от общей массы. Следовательно, при сокрости v=333 м/с каждую секунду в прямоточный двигатель должен поступать воздух с массой m=1922 кг.

В этом случае за одну секунду ракета поднимется на высоту h=v*t=333*1=333 м.
Следовательно, объём воздуха, поступившего в камеру сгорани прямотоного двигателя, будет: V=S*h;
Значит масса воздуха, поступившего в камеру сгорания: m=rho*V=rho*S*h;
Плотность воздуха в нормальных условиях rho=1,2 кг/м^3.
В итоге минимальная площадь сечения на входа воздухозаборника двигателя должна быть не менее S=m/(rho*h)=1922/(1,2*333)=4,81 м^2;
Диаметр входа воздухозаборника должен быть не менее 2,475 м.
Воздухозаборник - воронка, сопло Лаваля, но только наоборот. :)

Немалая величина, соизмеримая с диаметром ракеты "Зенит" 3,9 м.
Азот во внимание не принимался, хотя он должен увеличивать тягу двигателя, будучи рабочим телом.

ЦитироватьВаша реплика показывает, что вы ещё более тупой, чем я думал, - нормальные люди на работе работают, дома живут, а в семье общаются с близкими.
 А вы, оказывается, только "самоутверждаетесь", - вы такое законченное ничтожество? ;)

ламорт, идите в задний проход дохлой лошади

ЦитироватьСогласно расётным данным применительно к  ракете "Зенит" , в течение одной секунды (34-я секунда полёта) израсходовалось 2475,5 кг компонентов топлива, из них на кислород приходится 1768 кг. Если эту массу кислорода распределить на четыре прямоточных двигателя, то каждый из четырёх прямоточных двигателей должен потреблять атмосферный кислород массой 442 кг. В воздухе часть кислорода составляет 23% от общей массы. Следовательно, при сокрости v=333 м/с каждую секунду в прямоточный двигатель должен поступать воздух с массой m=1922 кг.

Рассчёты гениальны. Упущена маленькая деталь - это вы изобретаете котёл для сжигания керосина или двигатель для создания тяги?

ЦитироватьПлотность воздуха в нормальных условиях rho=1,2 кг/м^3.

какие еще нормусловия на 30и км?

ЦитироватьПопытка определить минимальную площадь и минимальный диаметр воронки, через которую воздух поступает в прямоточный двигатель.

...

Диаметр входа воздухозаборника должен быть не менее 2,475 м.
Воздухозаборник - воронка, сопло Лаваля, но только наоборот. :)

Немалая величина, соизмеримая с диаметром ракеты "Зенит" 3,9 м.
Азот во внимание не принимался, хотя он должен увеличивать тягу двигателя, будучи рабочим телом.

на высоте 10 км плотность воздуха 0,41 кг/м^2


если взять центральный блок 4 метра в диаметре, то кольцевой ПВРД должен иметь диаметр 10-11 метров. передача тягового усилия в 740 тонн да на таком диаметре на корпус центрального блока потребует мощнейших силовых кронштейнов и так далее.

без учета потерь вам нужен будет диффузор минимум 14 м^2.

если их 4, то в сумме 56^2.

реально требуется несколько больше  - 70-80 метров на 740 тонн тяги.

ЦитироватьНемалая величина, соизмеримая с диаметром ракеты "Зенит" 3,9 м.
Азот во внимание не принимался, хотя он должен увеличивать тягу двигателя, будучи рабочим телом.

Вам же Воронцов специально привёл характеристики реальных ПВРД:
http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm
Тяга, диаметр, высота, скорость.
Что ж вы тупите то?

Цитировать

ЦитироватьВаша реплика показывает, что вы ещё более тупой, чем я думал, - нормальные люди на работе работают, дома живут, а в семье общаются с близкими.
 А вы, оказывается, только "самоутверждаетесь", - вы такое законченное ничтожество? ;)

ламорт, идите в задний проход дохлой лошади

Анальная некрозоофилия? ;)

 Fed, я вижу вы знаете толк в извращениях. :lol:

Цитировать

ЦитироватьНемалая величина, соизмеримая с диаметром ракеты "Зенит" 3,9 м.
Азот во внимание не принимался, хотя он должен увеличивать тягу двигателя, будучи рабочим телом.

Вам же Воронцов специально привёл характеристики реальных ПВРД:
http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm
Тяга, диаметр, высота, скорость.
Что ж вы тупите то?

Это плохой ПВРД, однако, сути дела это не меняет, - можно посмотреть, например, на МИГ-25 и насладиться видом огромнейшего воздухозаборника.
 Для больших скоростей он будет ещё больше. :)

Цитировать

ЦитироватьПопытка определить минимальную площадь и минимальный диаметр воронки, через которую воздух поступает в прямоточный двигатель.

...

Диаметр входа воздухозаборника должен быть не менее 2,475 м.
Воздухозаборник - воронка, сопло Лаваля, но только наоборот. :)

Немалая величина, соизмеримая с диаметром ракеты "Зенит" 3,9 м.
Азот во внимание не принимался, хотя он должен увеличивать тягу двигателя, будучи рабочим телом.

на высоте 10 км плотность воздуха 0,41 кг/м^2


если взять центральный блок 4 метра в диаметре, то кольцевой ПВРД должен иметь диаметр 10-11 метров. передача тягового усилия в 740 тонн да на таком диаметре на корпус центрального блока потребует мощнейших силовых кронштейнов и так далее.

без учета потерь вам нужен будет диффузор минимум 14 м^2.

если их 4, то в сумме 56^2.

реально требуется несколько больше  - 70-80 метров на 740 тонн тяги.

Речь о высоте 1 км, поэтому плотность считал равной 1,2.
Под словом "диффузор" следует понимать воздухозаборник двигателя?
Как Вы посчитали площадь?

ЦитироватьРечь о высоте 1 км, поэтому плотность считал равной 1,2.
Под словом "диффузор" следует понимать воздухозаборник двигателя?
Как Вы посчитали площать?

а с какого вы считали на 1 км? он у вас на бреющем пойдет?

массовый расход вы задали - 1922 кило в секунду

минимальная разумная скорость запуска двигла - М1

ракета будет уже на высоте примерно 3-4 км плюс время выхода на режим, то да се - вот и выйдем на 7-8 км когда он начнет нормально работать

а плотность я посчитал 0,41 для 10 км.

ЦитироватьРечь о высоте 1 км, поэтому плотность считал равной 1,2.

А у вас на высоте 1 км ракета уже имеет скорость 333 м/с?

Посторонний, вы не прбовали узнать какие диаметры, массы, тяги и расходы воздуха у реальных двигателей а не у ваших галлюцинаций?

Цитировать

ЦитироватьРечь о высоте 1 км, поэтому плотность считал равной 1,2.
Под словом "диффузор" следует понимать воздухозаборник двигателя?
Как Вы посчитали площать?

а с какого вы считали на 1 км? он у вас на бреющем пойдет?

Исходил из того, что прямоточный двигатель включается на высоте 1 км при скорости полёта 1 М.

Хочу ещё спросить у специалистов. Во сколько раз атмосферный азот увеличивает тягу двигателя, если он является рабочим телом вигателя?
В процентном отношении его масса составляет 75% от массы атмосферного воздуха.
И ещё вопрос. Я видимо заблуждаюсь, считая, что в прямоточном двигателе, тяга которого соизмерима с ракетным двигателем, расход керосина будет в несколько раз меньше, чем у ракетного двигателя с такой же тягой?

Спасибо

Я прикидывал площадь воздухозаборника для аппарата массой несколько сот тонн при скоростном напоре около 5 тонн на квадратный метр.
 При разгоне до скорости около 1800 м/с - около 6 махов на соответствующих высотах, площадь потребного воздухозаборника доходит до сотен квадратных метров. :)

 В принципе, - почему бы такой аппарат не сделать, но надо быть "морально готовым к ЭТОМУ". :lol:

ЦитироватьИ ещё вопрос. Я видимо заблуждаюсь, считая, что в прямоточном двигателе, тяга которого соизмерима с ракетным двигателем, расход керосина будет в несколько раз меньше, чем у ракетного двигателя с такой же тягой?

Спасибо

По той же ссылке есть и этот параметр.

ЦитироватьЯ прикидывал площадь воздухозаборника для аппарата массой несколько сот тонн при скоростном напоре около 5 тонн на квадратный метр.
 При разгоне до скорости около 1800 м/с - около 6 махов на соответствующих высотах, площадь потребного воздухозаборника доходит до сотен квадратных метров. :)

 В принципе, - почему бы такой аппарат не сделать, но надо быть "морально готовым к ЭТОМУ". :lol:

Не согласен! Обоснуйте. Приведите расёты.

Мной предпринималась попытка определения зависимости требуемой скорости от высоты полёта ракеты для обеспечения одинакового динамического давления. Исходил из того, что площадь сечения воздухозаборника неизменная, она там даже не фигурирует.
Можете прочитать здесь. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958033#958033

ЦитироватьНе согласен!

Вашего согласия не требуется.

ЦитироватьНе согласен! Обоснуйте. Приведите расёты.

Мной предпринималась попытка определения зависимости требуемой скорости от высоты полёта ракеты для обеспечения одинакового динамического давления. Исходил из того, что площадь сечения воздухозаборника неизменная, она там даже не фигурирует.
Можете прочитать здесь. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958033#958033

Посмотрите какой расход воздуха у реальных турбореактивных двигателей, можете как основу взять двигатель SR-71, чтобы было "ближе к делу". :)

 При полёте с постоянным динамическим давлением рост скорости приведёт к тому, что вы должны будете набирать высоту и двигателю станет не хватать воздуха.

Цитировать

ЦитироватьНе согласен! Обоснуйте. Приведите расёты.

Мной предпринималась попытка определения зависимости требуемой скорости от высоты полёта ракеты для обеспечения одинакового динамического давления. Исходил из того, что площадь сечения воздухозаборника неизменная, она там даже не фигурирует.
Можете прочитать здесь. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958033#958033

Посмотрите какой расход воздуха у реальных турбореактивных двигателей, можете как основу взять двигатель SR-71, чтобы было "ближе к делу". :)

 При полёте с постоянным динамическим давлением рост скорости приведёт к тому, что вы должны будете набирать высоту и двигателю станет не хватать воздуха.

Цитировать

ЦитироватьРечь о высоте 1 км, поэтому плотность считал равной 1,2.
Под словом "диффузор" следует понимать воздухозаборник двигателя?
Как Вы посчитали площать?

а с какого вы считали на 1 км? он у вас на бреющем пойдет?

массовый расход вы задали - 1922 кило в секунду

минимальная разумная скорость запуска двигла - М1

ракета будет уже на высоте примерно 3-4 км плюс время выхода на режим, то да се - вот и выйдем на 7-8 км когда он начнет нормально работать

а плотность я посчитал 0,41 для 10 км.

Начинать вывод на  режим можно и до достижения скорости 1М (333 м/с), то есть за те 30 секунд после старта.
Расход топлива найбольший на малых высотах и на малых высотах атмосферное давление больше, чем в верхних слоях атмосферы. Кроме того, на малых высотах в воздухе относительное содержание кислорода по массе больше, чем в верхних слоях атмосферы. Малые высоты и относительно малые скорости - самый благоприятный режим для предполагаемого ракетного прямоточного двигателя. Тут о верхних слоях атмосферы речь не идёт.
Строение ракетного прямоточного двигателя, если это возможно, будет отличаться от классического сверхзвукового прямоточного двигателя.

В тему и в смысле что "Ничто не ново под луною ... " (Н. М. Карамзин). Курим книгу В. Молодцов. "Пилотируемые космические полеты":
"... Несмотря на отсутствие конкретных заданий в ОКБ-1 долгое время велись проработки по носителю Н-2, ... рассматривались и экзотические варианты с применением на первой ступени наряду с ЖРД и турбореактивных двигателей, которые отличает высокий удельный импульс за счет использования атмосферного кислорода. ..."

ЦитироватьНачинать вывод на  режим можно и до достижения скорости 1М (333 м/с), то есть за те 30 секунд после старта.
Расход топлива найбольший на малых высотах и на малых высотах атмосферное давление больше, чем в верхних слоях атмосферы. Кроме того, на малых высотах в воздухе относительное содержание кислорода по массе больше, чем в верхних слоях атмосферы. Малые высоты и относительно малые скорости - самый благоприятный режим для предполагаемого ракетного прямоточного двигателя. Тут о верхних слоях атмосферы речь не идёт.
Строение ракетного прямоточного двигателя, если это возможно, будет отличаться от классического сверхзвукового прямоточного двигателя.

посторонний,

оптимальные скорости для ПВРД лежат в пределах 1<М<5 и высоты в предалах 10<Н<25

Чтобы не было путаницы, под словосочетанием "ракетные прямоточные двигатели" я имел в виду прямоточные двигатели для ракет.

Цитировать

ЦитироватьНачинать вывод на  режим можно и до достижения скорости 1М (333 м/с), то есть за те 30 секунд после старта.
Расход топлива найбольший на малых высотах и на малых высотах атмосферное давление больше, чем в верхних слоях атмосферы. Кроме того, на малых высотах в воздухе относительное содержание кислорода по массе больше, чем в верхних слоях атмосферы. Малые высоты и относительно малые скорости - самый благоприятный режим для предполагаемого ракетного прямоточного двигателя. Тут о верхних слоях атмосферы речь не идёт.
Строение ракетного прямоточного двигателя, если это возможно, будет отличаться от классического сверхзвукового прямоточного двигателя.

посторонний,

оптимальные скорости для ПВРД лежат в пределах 1<М<5 и высоты в предалах 10<Н<25

Эти двигатели проектировались для высот от 10 до 25 км. Думаю они смогут и на меньших высотах работать, даже с лучшей отдачей, чем в верхних слоях атмосферы, если их конструкция выдержит более высокое давление воздуха и он при этом не расплавится и не рассыпется. В нижних слоях атмосферы выше давление воздуха, напор воздуха будет более сильный, более того, в области малых высот выше концентрация кислорода, что совсем хорошо.

Цитироватьв области малых высот выше концентрация кислорода

Прочитали где или сами додумались?

http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D1%83%D1%85

ЦитироватьСостав воздуха может меняться: в крупных городах содержание углекислого газа будет выше, чем в лесах; в горах пониженное содержание кислорода, вследствие того, что кислород тяжелее азота, и поэтому его плотность с высотой уменьшается быстрее.

Цитироватьhttp://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D1%83%D1%85

Цитироватьв горах пониженное содержание кислорода

Надо же! Ламеръё добралось и до Вики.

Цитировать

Цитироватькислород тяжелее азота, и поэтому его плотность с высотой уменьшается быстрее.

А при чём тут содержание?
Что мы имеем на самом деле:

ЦитироватьВ нижней атмосфере, где свободный пробег очень короткий, не наблюдается заметного разделения газов по их молекулярному весу, но оно выражено выше 100 км
Если бы атмосфера представляла собой "идеальный газ" с не зависящим от высоты постоянным составом, неизменной температурой и на нее действовала бы постоянная сила тяжести, то давление уменьшалось бы в 10 раз на каждые 20 км высоты. Реальная атмосфера незначительно отличается от идеального газа примерно до высоты 100 км, а затем давление с высотой убывает медленнее, так как изменяется состав воздуха.

http://www.slovoblog.ru/koler/atmosfera_sostav_atmosfery/

ЦитироватьНижний слой атмосферы Земли (тропосфера) имеет следующий химический состав (по объему, в процентах):
азот - 78.09, кислород - 20.95, аргон - 0.93, углекислый газ - 0.03. На долю остальных газов приходятся уже тысячные и десятитысячные доли процента. Такой состав атмосфера имеет почти до высоты 90 км.

ЦитироватьВыше 100 км начинается диффузионное разделение газов, поскольку перемешивание на этих высотах уже не играет той роли, как на более низких уровнях. Химический состав атмосферы начинает меняться с высотой. Эта область переменного состава атмосферы называется гетеросферой, тогда как область постоянного состава (ниже 100 км) называется гомосферой.

http://space.rin.ru/articles/html/76.html
 И т.д.

Цитировать

ЦитироватьНижний слой атмосферы Земли (тропосфера) имеет следующий химический состав (по объему, в процентах):
азот - 78.09, кислород - 20.95, аргон - 0.93, углекислый газ - 0.03. На долю остальных газов приходятся уже тысячные и десятитысячные доли процента. Такой состав атмосфера имеет почти до высоты 90 км.

ЦитироватьВыше 100 км начинается диффузионное разделение газов, поскольку перемешивание на этих высотах уже не играет той роли, как на более низких уровнях. Химический состав атмосферы начинает меняться с высотой. Эта область переменного состава атмосферы называется гетеросферой, тогда как область постоянного состава (ниже 100 км) называется гомосферой.

http://space.rin.ru/articles/html/76.html
 И т.д.

89 км спасут отца воздушно-реактивных ракет?

Нет, надо сказать, что ракетно-прямоточный двигатель это могучая идея, круче только двигатель с детонационным горением.
Он совмещает преимущества ЖРД и ВРД, поскольку работает как то или другое в нужных диапазонах.

 Но... ;)

 Ну увеличим мы долю ПН до 10-15%, - это что-то принципиально изменит? :)

ЦитироватьНу увеличим мы долю ПН до 10-15%, - это что-то принципиально изменит? :)

Лык не увеличим.

Цитировать

ЦитироватьНу увеличим мы долю ПН до 10-15%, - это что-то принципиально изменит? :)

Лык не увеличим.

Старый, дело не в том, как велик лык, а в том, чтобы лык с пользой служил своему хозяину.

 По-моему вы как-то слишком Старый, чтобы думать о том, как бы увеличить лык. ;) :lol:

Лык надо увеличивать чтоб было что вязать.

Вот у двигателя ракеты "Bristol Bloodhound" внутри конуса воздухозаборника находится трубка, которая выходит наружу.  Каково её назначение? Создавать вакуум?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49955.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49956.jpg)

ЦитироватьВот у этой ракеты внутри конуса воздухозаборника находится трубка. Каково её назначение? Создавать вакуум?

Конечно! Зачем же ещё?

ЦитироватьНет, надо сказать, что ракетно-прямоточный двигатель это могучая идея, круче только двигатель с детонационным горением.
Он совмещает преимущества ЖРД и ВРД, поскольку работает как то или другое в нужных диапазонах.

Именно это мне и понравилось.

ЦитироватьНо... ;)

 Ну увеличим мы долю ПН до 10-15%, - это что-то принципиально изменит? :)

Я не уверен, что мы увеличим долю ПН до 10-15%%, но мы можем, используя кислород атмосферы, уменьшить количество окислителя в баках первой ступени, скажем, в два раза. Это хорошо уменьшает взлетную массу первой ступени, несколько уменьшает ее габариты. Попробую завтра решить ту задачку численно. Но результат, насколько я понимаю, очень интересен для многоразовой первой ступени. Следствие - рост удельной ПН, о которой вы говорите. Но не это самое интересное.

Мне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Ну замените тонну кислорода на тонну двигателя и уменьшайте.

Цитировать

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Ну замените тонну кислорода на тонну двигателя и уменьшайте.

Если все так просто, то выигрыш будет просто огромным. Заменить одну тонну кислорода на одну тонну двигателя, и заменить половину кислорода на кислород из атмосферы....

Старый, это было бы ну очень просто.

Если считаете, что прямоточные двигатели для ракет-носителей физически и технически невозможны, покажите это с помощью расчётов. У ныне существующих двигателей совсем другое применение. Поэтому утверждать о невозмжности без подтверждения расчётами по крайней мере не серьёзно.
Того, кто утверждает, что этого не может быть потому что быть не может, не предъявляющего доказательств в виде математических выкладок, всерьёз не воспринимаю.
Да опыт применения прямоточных двигатетей есть, но время не стоит на месте.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Ну замените тонну кислорода на тонну двигателя и уменьшайте.

Если все так просто, то выигрыш будет просто огромным. Заменить одну тонну кислорода на одну тонну двигателя...

Просто тем кто страдает галлюцинациями. Где вы увидели слово "одну"? Это галлюцинация.

ЦитироватьЕсли считаете, что прямоточные двигатели для ракет-носителей физически и технически невозможны, покажите это с помощью расчётов.

А самому слабо?  

ЦитироватьУ ныне существующих двигателей совсем другое применение. Поэтому утверждать о невозмжности без подтверждения расчётами по крайней мере не серьёзно.

Вы всё перепутали. Это вы заявляете о возможности и должны подтвердить это рассчётами.

ЦитироватьТого, кто утверждает, что этого не может быть потому что быть не может, не предъявляющего доказательств в виде математических выкладок, всерьёз не воспринимаю.

Кто вам сказал что этого не может быть потому что не может быть? Ваши галлюцинации с непохмела?  Вам говорят что так будет хуже чем лететь на обычных ЖРД.
 
Как хуже а как лучше знают специалисты занимающиеся разработкой авиационной и ракетной техники.  Всех конструкторов всех ракет всего мира вы не воспринимаете всеръёз? Нет, вы действительно тупой... :(

ЦитироватьДа опыт применения прямоточных двигатетей есть, но время не стоит на месте.

Это универсальное самооправдание для гениальных изобретателей? Увы, законы физики с тех пор не изменились.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу замените тонну кислорода на тонну двигателя и уменьшайте.

Если все так просто, то выигрыш будет просто огромным. Заменить одну тонну кислорода на одну тонну двигателя...

Просто тем кто страдает галлюцинациями. Где вы увидели слово "одну"? Это галлюцинация.

Ну, вы же использовали слово "тонна" в единственном числе. А я что вижу - то пою.

Цитировать

ЦитироватьУ ныне существующих двигателей совсем другое применение. Поэтому утверждать о невозмжности без подтверждения расчётами по крайней мере не серьёзно.

Вы всё перепутали. Это вы заявляете о возможности и должны подтвердить это рассчётами.

Старый, а вы заявляя о невозможности, уже несколько раз садились в лужу, так что от вас стоит требовать расчетов.

Цитировать

ЦитироватьДа опыт применения прямоточных двигатетей есть, но время не стоит на месте.

Это универсальное самооправдание для гениальных изобретателей? Увы, законы физики с тех пор не изменились.

Законы физики не изменились, но изменились задачи перед инженерами.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49956.jpg)

Поэтому ракета, похожая на эту, вполне может быть использована для запуска ПН с воздушного старта. И ей для этого не потребуются твердотопливные ускорители.

А в общем случае здесь уже сказано, что ракетные прямоточные двигатели вполне применимы для ракет с вертикальным стартом. Но для обычных одноразовых ракет это смысла не имеет. Зато для многоразовых ракетно-космических систем (МРКС) использование ракетно-прямоточных двигателей может быть интересно. Крыло первой ступени может быть использовано как большая часть воздухозаборника, конструкции ПРД могут обеспечивать дополнительную прочность, необходимую первой ступени для возвращения. Поэтому дополнительное утяжеление ступени отсутствует, или оно не значительно.

Но данных по ПРД, которые можно было бы применить в МРКС пока нет. Пока никто всерьез не пробовал применить их для данного случая. Но вы утверждаете, что это невозможно? Докажите с расчетами.

ЦитироватьНу, вы же использовали слово "тонна" в единственном числе. А я что вижу - то пою.

Вот и пойте без слова "одну".
 Если обязательно нужно дополнительное слово то пойте "каждую".

ЦитироватьСтарый, а вы заявляя о невозможности, уже несколько раз садились в лужу, так что от вас стоит требовать расчетов.

А в данном случае я как назло не заявлял о невозможности.  :P

ЦитироватьЗаконы физики не изменились, но изменились задачи перед инженерами.

Вот задачи обязательно пристроить ВРД какраз и стояли перед инженерами в 50-х 60-х. А теперь стоят задачи делать как лучше.

ЦитироватьПоэтому ракета, похожая на эту, вполне может быть использована для запуска ПН с воздушного старта. И ей для этого не потребуются твердотопливные ускорители.

Ракета похожая на эту вполне может только занять место на свалке истории рядом с этой. Видите: достаточно места зарезервировано.

ЦитироватьА в общем случае здесь уже сказано, что ракетные прямоточные двигатели вполне применимы для ракет с вертикальным стартом.

Применимо что угодно, хоть рогатка.  

ЦитироватьНо для обычных одноразовых ракет это смысла не имеет.

И то слава богу.

ЦитироватьЗато для многоразовых ракетно-космических систем (МРКС) использование ракетно-прямоточных двигателей может быть интересно.

Интересно для гениальных изобретателей.

ЦитироватьКрыло первой ступени может быть использовано как большая часть воздухозаборника, конструкции ПРД могут обеспечивать дополнительную прочность, необходимую первой ступени для возвращения. Поэтому дополнительное утяжеление ступени отсутствует, или оно не значительно.

Вот ведь до чего может додуматься гениальный изобретатель!

ЦитироватьНо данных по ПРД, которые можно было бы применить в МРКС пока нет. Пока никто всерьез не пробовал применить их для данного случая.

Дык мало на свете гениальных изобретателей. А тех что есть не подпускают к ракетостроению на пушечный выстрел... :(

ЦитироватьНо вы утверждаете, что это невозможно?

Вам померещилось.

ЦитироватьДокажите с расчетами.

Что доказать? Что весь мир делает ракеты неправильно? Доказывать это удел Постороннего.
 А доказывать что все первые проекты полностью многоразового Шаттла тоже неправильные это ваш удел.

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Это и есть некая "исходная точка", которая является основой всех неправильных рассуждений. :)

 Поставщику средств выведения не интересно снижение стоимости выведения ПН, его совершенно наоборот, - интересует увеличение собственной выручки и прибыли. :)

Цитировать

ЦитироватьНу, вы же использовали слово "тонна" в единственном числе. А я что вижу - то пою.

Вот и пойте без слова "одну".
 Если обязательно нужно дополнительное слово то пойте "каждую".

Если "всё получается", то вторая ступень при разделении ступеней на скорости около 6-8 махов, - это 2400-3000 м/с будет иметь массу около 50-60% от массы носителя, это и есть увеличение полезной нагрузки раза в два-три сравнительно с ракетами, примерно до 10-15%.

 А если использовать ЖРД то можно получить ПН около 5-6% для вертикального старта при вполне обычном массовом совершенстве ракеты допускающем даже спасение ступеней.
 Если кому-то хочется делать горизонтальный старт, то ПН можно довести до 4-5%, - потяжелее конструкция.

 Только зачем, какой смысл поставщику услуг строить систему, которая его же разорит. :)

ЦитироватьТолько зачем, какой смысл поставщику услуг строить систему, которая его же разорит. :)

Поставщика услуг интересует прибыль. Прибыль это разница между доходами и расходами (ценой и себестоимостью). Поэтому он прямо заинтересован в снижении расходов и себестоимости.

ЦитироватьКрыло первой ступени может быть использовано как большая часть воздухозаборника, конструкции ПРД могут обеспечивать дополнительную прочность, необходимую первой ступени для возвращения. Поэтому дополнительное утяжеление ступени отсутствует, или оно не значительно.

Чего? :shock:

ЗЫ. Валерий, извините, у Вас какое образование?

Цитировать

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Это и есть некая "исходная точка", которая является основой всех неправильных рассуждений. :)

 Поставщику средств выведения не интересно снижение стоимости выведения ПН, его совершенно наоборот, - интересует увеличение собственной выручки и прибыли. :)

МРКС (АКС) с учетом стоимости разработки становится интересна только когда стоимость платы за поля падения ступенней и их утилизацию для одноразовых РН становится огромной и сравнимой со стоимостью разработки АКС (МРКС).

Цитировать

ЦитироватьТолько зачем, какой смысл поставщику услуг строить систему, которая его же разорит. :)

Поставщика услуг интересует прибыль. Прибыль это разница между доходами и расходами (ценой и себестоимостью). Поэтому он прямо заинтересован в снижении расходов и себестоимости.

Эта схема работает в рамках определённых масштабов и норм прибыли, - будьте уверены, если вы снизите себестоимость товара за сто рублей до десяти в скором времени он будет продаваться за 20.
 Также важен и сам объём выручки, даже если прибыль близка к нулю, - корпоративные агрегаты являются средством существования множества людей и, в принципе, они могут вообще всю прибыль распределять внутри себя, но это неудобно в смысле взаимоотношений с "внешними силами" вроде государства, акционеров или даже общественности.

Цитировать

ЦитироватьКрыло первой ступени может быть использовано как большая часть воздухозаборника, конструкции ПРД могут обеспечивать дополнительную прочность, необходимую первой ступени для возвращения. Поэтому дополнительное утяжеление ступени отсутствует, или оно не значительно.

Чего? :shock:

ЗЫ. Валерий, извините, у Вас какое образование?

Он наверно хотел сказать наоборот, - при таком здоровенном воздухозаборнике крыло не нужно, он сам может работать как крыло.
 Я бы сказал, что он будет покруче обычного крыла по размерам, и массы, разумеется прибавит. :)

ЦитироватьЭта схема работает в рамках определённых масштабов и норм прибыли, - будьте уверены, если вы снизите себестоимость товара за сто рублей до десяти в скором времени он будет продаваться за 20.

Пока я уверен что если не снижу я то снизит ктото другой.

ЦитироватьТакже важен и сам объём выручки, даже если прибыль близка к нулю, ... но это неудобно в смысле взаимоотношений с "внешними силами" вроде государства, акционеров или даже общественности.

Вот-вот.

Цитировать

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Это и есть некая "исходная точка", которая является основой всех неправильных рассуждений. :)

 Поставщику средств выведения не интересно снижение стоимости выведения ПН, его совершенно наоборот, - интересует увеличение собственной выручки и прибыли. :)

Для монопольного поставщика - согласен. Но время монопольного обеспечения доступа на орбиту прошло, и в ближайшее время поставщики будут вынуждены работать не над максимальной ценой, а над увеличением оборота.

Цитировать

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Это и есть некая "исходная точка", которая является основой всех неправильных рассуждений. :)

 Поставщику средств выведения не интересно снижение стоимости выведения ПН, его совершенно наоборот, - интересует увеличение собственной выручки и прибыли. :)

Так МРКС не существует. Давайте я назову стоимость вывода 1 кг на МРКС 100 руб. Попробуйте меня опровергнуть хотя всем ясно что я несу полную чушь.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМне больше всего интересно потенциальное снижение стоимости вывода ПН на орбиту с помощью МРКС.

Это и есть некая "исходная точка", которая является основой всех неправильных рассуждений. :)

 Поставщику средств выведения не интересно снижение стоимости выведения ПН, его совершенно наоборот, - интересует увеличение собственной выручки и прибыли. :)

Для монопольного поставщика - согласен. Но время монопольного обеспечения доступа на орбиту прошло, и в ближайшее время поставщики будут вынуждены работать не над максимальной ценой, а над увеличением оборота.

Монополия совершенно не обязательна если поставщики работают в одинаковых экономических условиях, - будет разброс цен, но "в рамках разумных интересов".

 Если же вы совершите технологическое чудо и обеспечите доставку килограмма груза на орбиту, например, за 100 долларов, то вы просто уничтожите отрасль в том виде, в котором она существует.
 В ней будут вращаться не миллиарды, а десятки миллионов, множество людей потеряют работу. :)

ЦитироватьОн наверно хотел сказать наоборот, - при таком здоровенном воздухозаборнике крыло не нужно, он сам может работать как крыло.
 Я бы сказал, что он будет покруче обычного крыла по размерам, и массы, разумеется прибавит. :)

Он гдето видел "волнолёт", решил что это АКС а потом по простоте душевной решил что АКС и МРКС это одно и то же.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКрыло первой ступени может быть использовано как большая часть воздухозаборника, конструкции ПРД могут обеспечивать дополнительную прочность, необходимую первой ступени для возвращения. Поэтому дополнительное утяжеление ступени отсутствует, или оно не значительно.

Чего? :shock:

ЗЫ. Валерий, извините, у Вас какое образование?

Он наверно хотел сказать наоборот, - при таком здоровенном воздухозаборнике крыло не нужно, он сам может работать как крыло.
 Я бы сказал, что он будет покруче обычного крыла по размерам, и массы, разумеется прибавит. :)

Я имею в виду, что крыло и воздухозаборник (а, может быть, и корпус РПД) объединяются в единую конструкцию. Определить, что здесь часть чего не берусь.

ЦитироватьМонополия совершенно не обязательна если поставщики работают в одинаковых экономических условиях, - будет разброс цен, но "в рамках разумных интересов".

Да, это - так. Это позволяет тому, кто научился делать эту работу с низкой себестоимостью, снять сливки. В результате в этот сектор приходят новые игроки и цена стабилизируется, но новом, значительно меньшем уровне. И так происходит много раз.

Вот вам пример. Ваш ноут имеет вычислительную мощность больше, чем все компьютеры мира где-то в 1952 году. Сколько вы за него заплатили? Первый трансатлантический перелет на самолете стоил несколько тысяч тогдашних долларов, что соответствует десяткам миллионов сейчас. И финансировали этот перелет девять предпринимателей. И трансатлантический перелет тысячи людей совершают по цене ниже тысячи нынешних долларов.

ЦитироватьЕсли же вы совершите технологическое чудо и обеспечите доставку килограмма груза на орбиту, например, за 100 долларов, то вы просто уничтожите отрасль в том виде, в котором она существует.

Ну, до ста не обещаю ;)

За несколько десятилетий цена снизится в десятки раз. И индустрия вполне выдержит, все современные технологии это смогли сделать - и микробиологическая промышленность, и электронная индустрия,и авиация, и многое, многое другое.

ЦитироватьВ ней будут вращаться не миллиарды, а десятки миллионов, множество людей потеряют работу. :)

Не миллиарды, а триллионы, как минимум. На руках частных лиц денег намного больше, чем в бюджетах государств.

ЦитироватьЕсли же вы совершите технологическое чудо и обеспечите доставку килограмма груза на орбиту, например, за 100 долларов, то вы просто уничтожите отрасль в том виде, в котором она существует.

Если бы это случилось то отрасль расцвела бы невиданным цветом и в ней крутились бы не миллиарды а трилионы.

Бродяга, у меня такое чувство что любое ваше представление обратно к действительности и вы решили посоревноваться с ВалериJем кто из вас в этом вопросе круче.
 Бродяга, вы заведомо проиграете. Причём ссражение возможно только за третье место т.к. второе уже прочно занято зюхманом.

Цитировать

ЦитироватьЕсли же вы совершите технологическое чудо и обеспечите доставку килограмма груза на орбиту, например, за 100 долларов, то вы просто уничтожите отрасль в том виде, в котором она существует.

Если бы это случилось то отрасль расцвела бы невиданным цветом и в ней крутились бы не миллиарды а трилионы.

Ага, на остров Святой Елены можно полететь по такой цене за килограмм, - и что это туда никто не летит стаями? ;)

 Вам не приходило в голову, что куча народа не полетит в космос даже если им заплатить 100 долларов за килограмм их веса? :lol:

Цитировать

ЦитироватьЕсли же вы совершите технологическое чудо и обеспечите доставку килограмма груза на орбиту, например, за 100 долларов, то вы просто уничтожите отрасль в том виде, в котором она существует.

Если бы это случилось то отрасль расцвела бы невиданным цветом и в ней крутились бы не миллиарды а трилионы.

Нет, это вы тупая малообразованная мелкая сошка, которая пыжится изобразить из себя эксперта по всему на свете. :)

 Вот вам вопрос на засыпку, - допустим, я продаю частному лицу линию в 100 мегабит в секунду за 1000 рублей в месяц, что будет, если я буду брать 100 рублей? ;)

ЦитироватьАга, на остров Святой Елены можно полететь по такой цене за килограмм, - и что это туда никто не летит стаями? ;)

Интересно, что из этого пассажа должно следовать?

ЦитироватьВам не приходило в голову, что куча народа не полетит в космос даже если им заплатить 100 долларов за килограмм их веса? :lol:

Интересно, что из этого пассажа должно следовать?

ЦитироватьНет, это вы тупая малообразованная мелкая сошка, которая пыжится изобразить из себя эксперта по всему на свете. :)

О! Весь форум пал ниц перед глубиной и неотразимостью вашей аргументации!

Цитировать

ЦитироватьМонополия совершенно не обязательна если поставщики работают в одинаковых экономических условиях, - будет разброс цен, но "в рамках разумных интересов".

Да, это - так. Это позволяет тому, кто научился делать эту работу с низкой себестоимостью, снять сливки. В результате в этот сектор приходят новые игроки и цена стабилизируется, но новом, значительно меньшем уровне. И так происходит много раз.

Вот вам пример. Ваш ноут имеет вычислительную мощность больше, чем все компьютеры мира где-то в 1952 году. Сколько вы за него заплатили? Первый трансатлантический перелет на самолете стоил несколько тысяч тогдашних долларов, что соответствует десяткам миллионов сейчас. И финансировали этот перелет девять предпринимателей. И трансатлантический перелет тысячи людей совершают по цене ниже тысячи нынешних долларов.

Великолепный пример. :)

 10 лет назад ноутбук стоил несколько дороже, - рынок был меньше, но этот ноутбук был менее мощным.
 Это пример конкуренции не ценой, а улучшением товара, а как вы можете "улучшить доставку на орбиту"? :)

Цитировать

ЦитироватьЕсли же вы совершите технологическое чудо и обеспечите доставку килограмма груза на орбиту, например, за 100 долларов, то вы просто уничтожите отрасль в том виде, в котором она существует.

Ну, до ста не обещаю ;)

За несколько десятилетий цена снизится в десятки раз. И индустрия вполне выдержит, все современные технологии это смогли сделать - и микробиологическая промышленность, и электронная индустрия,и авиация, и многое, многое другое.

Если такое снижение цены произойдёт, то космическая отрасль займёт примерно такое же место, какое занимают исследования Антарктиды и бизнес связанный с ней. :)

 Это будет такая "узкая сфера", которой мало кто будет интересоваться. :)

Цитировать

ЦитироватьВ ней будут вращаться не миллиарды, а десятки миллионов, множество людей потеряют работу. :)

Не миллиарды, а триллионы, как минимум. На руках частных лиц денег намного больше, чем в бюджетах государств.

Вы не понимаете, что в космос летать просто незачем, как незачем жить в Антарктиде или в Гренландии? :)

Старый, я вам задал совершенно конкретный вопрос, - я снижаю цену на стомегабитную линию в 10 раз, что из этого получится? :)

 Это совершенно реальный случай, у меня есть конкретная экономическая прикидка. ;)

Цитироватьдопустим, я продаю частному лицу линию в 100 мегабит в секунду за 1000 рублей в месяц, что будет, если я буду брать 100 рублей? ;)

Большее количество лиц сможет позволить себе 100 мб подключение, Те, кто сидел на сотке перейдут на гигабит, появятся новые предложения ориентированные на массового потребителя с соткой, компании начнут думать о приложениях для потребителей с гигабитом. Если конечно мы говорим про открытый рынок, и вы можете себе позволить работать в плюсе при сотке за сотку.

ЦитироватьСтарый, я вам задал совершенно конкретный вопрос, - я снижаю цену на стомегабитную линию в 10 раз, что из этого получится? :)
 Это совершенно реальный случай, у меня есть конкретная экономическая прикидка. ;)

Я не специалист в этой области поэтому не могу ничего сказать.

ЦитироватьЕсли такое снижение цены произойдёт, то космическая отрасль займёт примерно такое же место, какое занимают исследования Антарктиды и бизнес связанный с ней. :)

Вы перепутали. Аналогом служит не исследование антарктиды а средства доставки туда.

ЦитироватьЭто будет такая "узкая сфера", которой мало кто будет интересоваться. :)

Что касается космических исследований то их объём определяется объёмом выделяемого финансирования а не стоимостью доставки в космос.

ЦитироватьВы не понимаете, что в космос летать просто незачем, как незачем жить в Антарктиде или в Гренландии? :)

Вы опять перепутали "летать" и "жить".

Цитировать

ЦитироватьСтарый, я вам задал совершенно конкретный вопрос, - я снижаю цену на стомегабитную линию в 10 раз, что из этого получится? :)
 Это совершенно реальный случай, у меня есть конкретная экономическая прикидка. ;)

Я не специалист в этой области поэтому не могу ничего сказать.

С ума сойти, вы же "специалист по всему на свете". :lol:

 Я вас скажу совершенно точно, - с учётом налогов и того факта, что я их сейчас не плачу, а также моих нулевых затрат в обоих случаях, я буду получать в 5 раз больше если буду продавать интернет по обычной цене официально, а не в 10 раз дешевле, чем сейчас. :)

http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A3%D0%B4%D0%B5%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B8%D0%BC%D0%BF%D1%83%D0%BB%D1%8C%D1%81
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49958.png)

Цитировать

ЦитироватьЕсли такое снижение цены произойдёт, то космическая отрасль займёт примерно такое же место, какое занимают исследования Антарктиды и бизнес связанный с ней. :)

Вы перепутали. Аналогом служит не исследование антарктиды а средства доставки туда.

Средства доставки в Антарктиду сравнительно "вообще почти ничего не стоят", это обычные транспортные средства. :)

Цитировать

ЦитироватьЭто будет такая "узкая сфера", которой мало кто будет интересоваться. :)

Что касается космических исследований то их объём определяется объёмом выделяемого финансирования а не стоимостью доставки в космос.

С Антарктидой тоже самое, а ещё есть некоторое количество туристов. :)

Цитировать

ЦитироватьВы не понимаете, что в космос летать просто незачем, как незачем жить в Антарктиде или в Гренландии? :)

Вы опять перепутали "летать" и "жить".

Вот вам такая "философская оценка сверху", - если всё Человечество, каждый, за 10 лет слетают в космос по цене 100 долларов за килограмм, то выручка, считая вес человека 100 килограммов, составит всего-то 70 триллионов долларов за 10 лет, - 7 триллионов долларов в год. :)
 Это довольно мало даже сейчас. :)

Несколько более "предметная" аналогия, - если полёт в космос будет стоить столько, сколько сейчас стоит межконтинентальный авиабилет, то явно в космос будет летать людей не больше, чем летает на межконтинентальных авиалиниях, - оценка гораздо ниже, не знаю точных чисел, но наверно это не более десятков миллионов в год. :)

ЦитироватьНесколько более "предметная" аналогия, - если полёт в космос будет стоить столько, сколько сейчас стоит межконтинентальный авиабилет, то явно в космос будет летать людей не больше, чем летает на межконтинентальных авиалиниях, - оценка гораздо ниже, не знаю точных чисел, но наверно это не более десятков миллионов в год. :)

А каковы объёмы производства в авиационной и космической отраслях? Где больше?

ЦитироватьСтарый, я вам задал совершенно конкретный вопрос, - я снижаю цену на стомегабитную линию в 10 раз, что из этого получится? :)

 Это совершенно реальный случай, у меня есть конкретная экономическая прикидка. ;)

Яне знаю ваших конкретных экономических прикидок.
Я знаю, что десять лет назад еще не во всем Питере можно было подключиться по АДСЛ, и стоило это удовольствие достаточно дорого, и скорости были 256 КВ считалось не плохо, и это всего 5 гигов. За десять лет Питер накрыт безпроводными третьего и четвертого поколения, обеспечивающими скорость больше, чем АДСЛ первого, практически весь Питер буквально опутан оптикой, и сейчас безлимитные 20 МВ можно иметь в дешевле, чем первые АДСЛ. И скачать сейчас 5м гигабайт - как нечего делать, это внуку скачать очередной сезон мультиков, занимает час времени. Так что цена за доступ в сеть, о которой вы говорите, тут упала не в десять раз.

ЦитироватьВеликолепный пример. :)

 10 лет назад ноутбук стоил несколько дороже, - рынок был меньше, но этот ноутбук был менее мощным.
 Это пример конкуренции не ценой, а улучшением товара, а как вы можете "улучшить доставку на орбиту"? :)

Нашим космонавтам, которые летали на Шаттле, даже Героя не давали. Значит, можно соревноваться и качеством, комфортом доставки?
Кроме того, это как раз конкуренция ценой - первые ноуты стоили тысячи и десятки тысяч долларов, современные - сотни и максимум первые тысячи. Так что реально снижение цены на порядок.

ЦитироватьЕсли такое снижение цены произойдёт, то космическая отрасль займёт примерно такое же место, какое занимают исследования Антарктиды и бизнес связанный с ней. :)

 Это будет такая "узкая сфера", которой мало кто будет интересоваться. :)

Тем не менее туристов в Антарктиду каждый год ездит столько, что пришлось построить "Антарктическое Шоссе":

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/25667.jpg) (http://fastpic.ru/)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/25668.jpg) (http://fastpic.ru/view/43/2012/0701/29c59f452e064b02a3148aac1d8b5b3b.jpg.html)

ЦитироватьВы не понимаете, что в космос летать просто незачем, как незачем жить в Антарктиде или в Гренландии? :)

Вы меня уговорили, вам лично нет смысла жить в Антарктиде и Гренландии. А так же вам не за чем летать в космос. Вот вам комфортабельный свинарник, с телевизором, пивом и теплым гальюном. А в Антарктиде и в Гренландии будут жить те, кто захотят. Ведь живут же там люди? Ну и в космос тоже не вам летать.

З.Ы.
Сорри. конечно, но вам придется иногда рекламные передачи про полеты в космос смотреть.

Цитировать

ЦитироватьСтарый, я вам задал совершенно конкретный вопрос, - я снижаю цену на стомегабитную линию в 10 раз, что из этого получится? :)

 Это совершенно реальный случай, у меня есть конкретная экономическая прикидка. ;)

Яне знаю ваших конкретных экономических прикидок.
Я знаю, что десять лет назад еще не во всем Питере можно было подключиться по АДСЛ, и стоило это удовольствие достаточно дорого, и скорости были 256 КВ считалось не плохо, и это всего 5 гигов. За десять лет Питер накрыт безпроводными третьего и четвертого поколения, обеспечивающими скорость больше, чем АДСЛ первого, практически весь Питер буквально опутан оптикой, и сейчас безлимитные 20 МВ можно иметь в дешевле, чем первые АДСЛ. И скачать сейчас 5м гигабайт - как нечего делать, это внуку скачать очередной сезон мультиков, занимает час времени. Так что цена за доступ в сеть, о которой вы говорите, тут упала не в десять раз.

Объясняю, - юридические лица платят за сеть раз в 10 больше физических лиц, таковы "правила игры". :)

 Мои клиенты получают доступ в Интернет почти по цене физических лиц, - так сложилось, это не я придумал. :)
 Я бы с удовольствием подключил их по договорам, но они-то не согласятся, поскольку один раз подорвав рынок его не восстановишь. :)

ЦитироватьЯ вас скажу совершенно точно, - с учётом налогов и того факта, что я их сейчас не плачу, а также моих нулевых затрат в обоих случаях, я буду получать в 5 раз больше если буду продавать интернет по обычной цене официально, а не в 10 раз дешевле, чем сейчас. :)

Правда получать вам эти деньги будет не с кого, так как ваши клиенты уйдут к конкурентам, и будут во всю пользоваться теми сервисами, которые при цене доступа в интернет десятилетней давности, им просто не по карману. Мой друг, который десять лет назад, спрашивал меня, а нафига тебе этот комп, просит посоветовать ноут, что бы с детьми по скайпу болтать и так далее....

Цитировать

ЦитироватьЯ вас скажу совершенно точно, - с учётом налогов и того факта, что я их сейчас не плачу, а также моих нулевых затрат в обоих случаях, я буду получать в 5 раз больше если буду продавать интернет по обычной цене официально, а не в 10 раз дешевле, чем сейчас. :)

Правда получать вам эти деньги будет не с кого, так как ваши клиенты уйдут к конкурентам, и будут во всю пользоваться теми сервисами, которые при цене доступа в интернет десятилетней давности, им просто не по карману. Мой друг, который десять лет назад, спрашивал меня, а нафига тебе этот комп, просит посоветовать ноут, что бы с детьми по скайпу болтать и так далее....

Вы тупой, да? ;)

 Я могу дать официальные цены ниже, чем у доступных конкурентов, но эти клиенты подключены по ценам ещё в 10 раз ниже. :)

ЦитироватьТем не менее туристов в Антарктиду каждый год ездит столько, что пришлось построить "Антарктическое Шоссе":

"Шоссе Мак-Мёрдо — Южный полюс...Проект стоимостью $12 млн. финансируется Национальным научным фондом с целью создания способа более дешёвой транспортировки грузов на Южный полюс. Плохая погода летом в Мак-Мёрдо иногда ограничивает число возможных полётов для снабжения и доставки научного оборудования"(WIKI)- о туристах, как о причине посторйки вроде  бы и речи-то нет.

Цитировать

ЦитироватьВеликолепный пример. :)

 10 лет назад ноутбук стоил несколько дороже, - рынок был меньше, но этот ноутбук был менее мощным.
 Это пример конкуренции не ценой, а улучшением товара, а как вы можете "улучшить доставку на орбиту"? :)

Нашим космонавтам, которые летали на Шаттле, даже Героя не давали. Значит, можно соревноваться и качеством, комфортом доставки?
Кроме того, это как раз конкуренция ценой - первые ноуты стоили тысячи и десятки тысяч долларов, современные - сотни и максимум первые тысячи. Так что реально снижение цены на порядок.

ЦитироватьЕсли такое снижение цены произойдёт, то космическая отрасль займёт примерно такое же место, какое занимают исследования Антарктиды и бизнес связанный с ней. :)

 Это будет такая "узкая сфера", которой мало кто будет интересоваться. :)

Тем не менее туристов в Антарктиду каждый год ездит столько, что пришлось построить "Антарктическое Шоссе":

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/25667.jpg) (http://fastpic.ru/)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/25668.jpg) (http://fastpic.ru/view/43/2012/0701/29c59f452e064b02a3148aac1d8b5b3b.jpg.html)

Столько же людей будет летать в космос при цене 100 долларов за килограмм, - охотно верю. :)

Цитировать

ЦитироватьВы не понимаете, что в космос летать просто незачем, как незачем жить в Антарктиде или в Гренландии? :)

Вы меня уговорили, вам лично нет смысла жить в Антарктиде и Гренландии. А так же вам не за чем летать в космос. Вот вам комфортабельный свинарник, с телевизором, пивом и теплым гальюном. А в Антарктиде и в Гренландии будут жить те, кто захотят. Ведь живут же там люди? Ну и в космос тоже не вам летать.

З.Ы.
Сорри. конечно, но вам придется иногда рекламные передачи про полеты в космос смотреть.

В космосе нет насекомых и цветов, вообще нет живых существ, и, что главное, там нет людей. :)

 Человек является высшей формой развития жизни на Земле и всё воспринимает через призму жизни на Земле и общения с себе подобными.
 Возможна цель, - поиск себе подобных в космосе, возможна также цель, - стать более совершенным существом, которое может обитать во враждебной среде.

 Но обе эти цели не имеют отношения к экономике, а остальные цели или вспомогательные, или чисто исследовательские, - для их осуществления люди как таковые не нужны.

Цитировать

ЦитироватьНесколько более "предметная" аналогия, - если полёт в космос будет стоить столько, сколько сейчас стоит межконтинентальный авиабилет, то явно в космос будет летать людей не больше, чем летает на межконтинентальных авиалиниях, - оценка гораздо ниже, не знаю точных чисел, но наверно это не более десятков миллионов в год. :)

А каковы объёмы производства в авиационной и космической отраслях? Где больше?

В авиации, разумеется, они значительно больше, но объём производства в "дешевой космонавтике" будет как в полярной авиации, если, разумеется, не считать военной сферы применения. :)

ЦитироватьОбъясняю, - юридические лица платят за сеть раз в 10 больше физических лиц, таковы "правила игры". :)

Я это и без вас знаю.

ЦитироватьМои клиенты получают доступ в Интернет почти по цене физических лиц, - так сложилось, это не я придумал. :)
 Я бы с удовольствием подключил их по договорам, но они-то не согласятся, поскольку один раз подорвав рынок его не восстановишь. :)

Ну а те, с кем я работаю, несколько лет назад в квартиры тянули оптику по тарифам для юридических лиц. И это прекращается постепенно, с появлением достаточно качественного и доступа в сеть. Мне вообще непонятно, о чем вы говорите. Если идеология Старого "от века будем летать, как летали наши предки", то вы тоже отрицаете прогресс, только немного иначе. Мол, прогресс невыгоден производителю/провайдеру, шевелиться заставляет.

Я же предлагаю посмотреть, кто находится у нас на острие прогресса, попробовать понять, почему он там находится, и определить. что нам нужно делать, что бы самим поближе к этому острию устроиться.

Цитировать"Шоссе Мак-Мёрдо — Южный полюс...Проект стоимостью $12 млн. финансируется Национальным научным фондом с целью создания способа более дешёвой транспортировки грузов на Южный полюс. Плохая погода летом в Мак-Мёрдо иногда ограничивает число возможных полётов для снабжения и доставки научного оборудования"(WIKI)- о туристах, как о причине посторйки вроде  бы и речи-то нет.

А вы зайдите на страницы, посвященные массовому антарктическому туризму. Летом туризм на Южный Полюс носит буквально массовый характер. Это именно туристов приходится снабжать по этому шоссе, для двух-трех десятков ученых его строить не стали бы. Кроме того, сама поездка по этому шоссе - отличный туристический аттракцион.

ЦитироватьСтолько же людей будет летать в космос при цене 100 долларов за килограмм, - охотно верю. :)

До кризиса 2008 года в Антарктиду в год прибывало до 45 тысяч туристов.....

ЦитироватьВ космосе нет насекомых и цветов, вообще нет живых существ, и, что главное, там нет людей. :)

Что бы принять эти 45 тысяч человек потребуется примерно девять тысяч постоянных служащих. Так что мы это исправим ;)

Кстати, на Эвересте жизни тоже почти нет, и подъем на Эверест в сотни раз рискованнее космического полета, тем не менее до трех тысяч человек в год пытается взойти на Эверест.

ЦитироватьЧеловек является высшей формой развития жизни на Земле и всё воспринимает через призму жизни на Земле и общения с себе подобными.
 Возможна цель, - поиск себе подобных в космосе, возможна также цель, - стать более совершенным существом, которое может обитать во враждебной среде.

А еще одна возможная цель - освоение ныне безжизненных планет.

ЦитироватьНо обе эти цели не имеют отношения к экономике, а остальные цели или вспомогательные, или чисто исследовательские, - для их осуществления люди как таковые не нужны.

Понимаете, примерно так в свое время думали, например, о телевидении, об автомобиле и об авиации, о компьютерах и так далее.....
Более того, первые паровые турбины были известны еще в Древней Греции. Колесо в Мексике до европейцев уже было известно - как детская игрушка. Но вот повозки на колеса поставить индейцы не додумались. Можно долго перечислять крупнейшие современные отрасли, начинавшиеся игрушками или чисто военными, внеэкономическими разработками.

ЦитироватьВ авиации, разумеется, они значительно больше, но объём производства в "дешевой космонавтике" будет как в полярной авиации, если, разумеется, не считать военной сферы применения. :)

Отчасти - согласен. На Аляске и в Гренландии самолет у дома так же обычен, как и автомобиль, и стоит, кстати, примерно одинаково.

ЦитироватьВ авиации, разумеется, они значительно больше, но объём производства в "дешевой космонавтике" будет как в полярной авиации, если, разумеется, не считать военной сферы применения. :)

А полёт "Европа-США" через северный полюс это полярная авиация или нет?
 И в целом - снижение цены билета привело к краху авиационной отрасли или нет?

ЦитироватьЕсли идеология Старого "от века будем летать, как летали наши предки", то вы тоже отрицаете прогресс, только немного иначе.

В перевёрнутом мире несчастного ВалериJя самолёты и воздушно-реактивные двигатели это новизна и прогресс, а ракеты и ЖРД это чтото устаревшее, на чём летали его предки. :(

Цитировать

ЦитироватьЕсли идеология Старого "от века будем летать, как летали наши предки", то вы тоже отрицаете прогресс, только немного иначе.

В перевёрнутом мире несчастного ВалериJя самолёты и воздушно-реактивные двигатели это новизна и прогресс, а ракеты и ЖРД это чтото устаревшее, на чём летали его предки. :(

Старый, читайте внимательно. С моей точки зрения МРКС  и АКС это прогресс, одноразовые ракеты-носители - настоящее время.

Цитировать

ЦитироватьВ авиации, разумеется, они значительно больше, но объём производства в "дешевой космонавтике" будет как в полярной авиации, если, разумеется, не считать военной сферы применения. :)

А полёт "Европа-США" через северный полюс это полярная авиация или нет?

Нет, это не полёт в полярные области, а полёт через полярные области, точно так же МБР это не космонавтика. :)

ЦитироватьИ в целом - снижение цены билета привело к краху авиационной отрасли или нет?

В 2011 году был кризис, поскольку пришлось снижать цены на билеты из-за известных событий.

 Вообще, снижение цен на авиабилеты шло с ростом объёма продаж, а в случае с космосом не будет никакого особого роста объёма продаж, по крайней мере такого роста, который компенсирует падение цены на два порядка, может на порядок будет.

 Или вы считаете, что психология человечества изменится и всё оно ломанётся космос осваивать? :)

Цитировать

ЦитироватьСтолько же людей будет летать в космос при цене 100 долларов за килограмм, - охотно верю. :)

До кризиса 2008 года в Антарктиду в год прибывало до 45 тысяч туристов.....

Всего-то? :)

 Значит, если они платят аж по сто тысяч долларов, - кстати, примерная цена полёта на суборбитальных кораблях, оборот около 4.5 миллиардов? :)

 Вот такие показатели у вас примерно и будут при цене доставки на орбиту 100 долларов за килограмм. :)

Цитировать

ЦитироватьВ космосе нет насекомых и цветов, вообще нет живых существ, и, что главное, там нет людей. :)

Что бы принять эти 45 тысяч человек потребуется примерно девять тысяч постоянных служащих. Так что мы это исправим ;)

Да что там, и сейчас есть, только для личного общения с этими людьми никто на орбиту не летит. :)

ЦитироватьКстати, на Эвересте жизни тоже почти нет, и подъем на Эверест в сотни раз рискованнее космического полета, тем не менее до трех тысяч человек в год пытается взойти на Эверест.

 И сколько там денег крутится? :)

Цитировать

ЦитироватьЧеловек является высшей формой развития жизни на Земле и всё воспринимает через призму жизни на Земле и общения с себе подобными.
 Возможна цель, - поиск себе подобных в космосе, возможна также цель, - стать более совершенным существом, которое может обитать во враждебной среде.

А еще одна возможная цель - освоение ныне безжизненных планет.

Это разновидность второй цели.

Цитировать

ЦитироватьНо обе эти цели не имеют отношения к экономике, а остальные цели или вспомогательные, или чисто исследовательские, - для их осуществления люди как таковые не нужны.

Понимаете, примерно так в свое время думали, например, о телевидении, об автомобиле и об авиации, о компьютерах и так далее.....
Более того, первые паровые турбины были известны еще в Древней Греции. Колесо в Мексике до европейцев уже было известно - как детская игрушка. Но вот повозки на колеса поставить индейцы не додумались. Можно долго перечислять крупнейшие современные отрасли, начинавшиеся игрушками или чисто военными, внеэкономическими разработками.

Да-да, а о процветании густо заселённых полярных областей и "яблонях на Марсе" думали постоянно, значит вы не там ищете направление прогресса. :)

 Вообще, освоение космоса это атавизм подсечно-огневого земледелия, - испортили кусок Земли, перешли на другой. :)

ЦитироватьА вы зайдите на страницы, посвященные массовому антарктическому туризму. Летом туризм на Южный Полюс носит буквально массовый характер. Это именно туристов приходится снабжать по этому шоссе, для двух-трех десятков ученых его строить не стали бы. Кроме того, сама поездка по этому шоссе - отличный туристический аттракцион.

Ага, только по этому шоссе не автобусы ходят, а санно-тракторные поезда, как у наших в 50-е годы. Аттракцион такой: 10 дней в окошко на снег смотреть по пути туда - и 10 дней обратно. Афигенно увлекательно... Поэтому туристы дальше берега с пингвинами не стремятся. И на Южныом Полюсе бывают единицы. И на самолетах.
А по поводу массовости... Американцы, как только, кстати, шоссе построили, буквально руки выкрутили участникам Договора по Антарктиде, чтобы этот туризм, если и не прикрыть, то ограничить - мама не горюй.
PS: На ст. Амундсен-Скотт не 2-3 десятка человек работают, а до 200 летом и 50 зимуют. Снабжать их самолетами дороже, чем таскать сани тракторами.

Цитировать

ЦитироватьА вы зайдите на страницы, посвященные массовому антарктическому туризму. Летом туризм на Южный Полюс носит буквально массовый характер. Это именно туристов приходится снабжать по этому шоссе, для двух-трех десятков ученых его строить не стали бы. Кроме того, сама поездка по этому шоссе - отличный туристический аттракцион.

Ага, только по этому шоссе не автобусы ходят, а санно-тракторные поезда, как у наших в 50-е годы. Аттракцион такой: 10 дней в окошко на снег смотреть по пути туда - и 10 дней обратно. Афигенно увлекательно... Поэтому туристы дальше берега с пингвинами не стремятся. И на Южныом Полюсе бывают единицы. И на самолетах.
А по поводу массовости... Американцы, как только, кстати, шоссе построили, буквально руки выкрутили участникам Договора по Антарктиде, чтобы этот туризм, если и не прикрыть, то ограничить - мама не горюй.
PS: На ст. Амундсен-Скотт не 2-3 десятка человек работают, а до 200 летом и 50 зимуют. Снабжать их самолетами дороже, чем таскать сани тракторами.

Тем не менее я вам могу выложить фото целых хороводов вокруг Южного Полюса. Снабжать их санно-тракторными поездами, действительно, дешевле, но главное назначение шоссе - транспортный резерв. В случае затяжной непогоды туристов можно не только снабжать, но и эвакуировать по этому шоссе. Причем эвакуировать практически независимо от погоды. Для санно-транспортных поездов шоссе не обязательно, наши на Восток шоссе не строили. И, насколько я знаю, по этому "шоссе" катаются еще и машины на больших колесах, даже вроде как гонки устраивали. Так что в сезон по шоссе на них можно проехать дня за три-четыре.

О, даже фотки нашел казахской экспедиции:

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/81547.jpg)

И вот такой "антарктический велосипед":

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/66387.jpg)

Вот на таких машинках тоже катались к Южному Полюсу:

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/25673.jpg) (http://fastpic.ru/view/43/2012/0701/0375baa18e29340fd15115b28311e628.jpg.html)

"Шоссе" посторено не для туристов. Все остальное - Ваши предположения.
P.S: Дорога в одну сторону, не 10, а 40 дней, я был чрезмерно оптимистичен.  :D

Цитировать

ЦитироватьДо кризиса 2008 года в Антарктиду в год прибывало до 45 тысяч туристов.....

Всего-то? :)

 Значит, если они платят аж по сто тысяч долларов, - кстати, примерная цена полёта на суборбитальных кораблях, оборот около 4.5 миллиардов? :)

 Вот такие показатели у вас примерно и будут при цене доставки на орбиту 100 долларов за килограмм. :)

Мне даже жаль, что в ближайшие лет двадцать невозможно снизить цену до 100 долларов на орбту, буду рад, если получится снизить цену до тысячи. Но главное не в этом, это - цена доставки, цена билета. А цена путевки включает еще и цену проживания в космическом отеле, а для туриста - еще и развлечений на орбите.

Цитировать

ЦитироватьЧто бы принять эти 45 тысяч человек потребуется примерно девять тысяч постоянных служащих. Так что мы это исправим ;)

Да что там, и сейчас есть, только для личного общения с этими людьми никто на орбиту не летит. :)

Полетят они, например, для встречи с какой-то знаменитостью, да и просто потому, что модно. Я говорю о персонале, который должен принимать и обслуживать туристов. Из расчета примерно один профи на пять туристов.

ЦитироватьВообще, освоение космоса это атавизм подсечно-огневого земледелия, - испортили кусок Земли, перешли на другой. :)

Вообще освоение новых земель и пространств - по другому ведомству. А что становится с теми, кто принципиально отказывается от освоения новых пространств хорошо видно на примере асцидий и оболочников.

Цитировать"Шоссе" посторено не для туристов. Все остальное - Ваши предположения.
P.S: Дорога в одну сторону, не 10, а 40 дней, я был чрезмерно оптимистичен.  :D

"Шоссе" построено для обеспечения безопасности и активно используется туристами. Спорить, за сколько дней его можно пройти - бесполезно, потому, что вот эти легковые вездеходы, по большому счету бесполезные на снежной целине, по "шоссе" при везении пройдут за три-четыре дня, без везения - за неделю, легкий гусеничный ратрак пробежит по шоссе за неделю-десять дней, а тяжело нагруженный санно-транспортный поезд может и два месяца тащиться.

Повторяю, фото машин не предположения, они реально катались до полюса по шоссе. На "велосипеде" тоже реально добрались до полюса, но по шоссе или нет - не знаю.

ЦитироватьПовторяю, фото машин не предположения, они реально катались до полюса по шоссе.

Так, проверяем перевое же фото -казахов. Экспедиция каз. Географического об-ва. При поддержке Правительства Казахстана. Маршрут: Новолазаревская-Амундсен -Скотт - Новолазаревская. Причем тут шоссе  на Мак-Мердо и туристы?  Прошу прощения у коллег за оффтоп и умолкаю тут про Антарктиду.

Плотность атмосферы меняется с высотой. Следовательно, динамическое давление тоже будет изменяться с высотой.
Смотрите http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958033#958033

Формула (2) в сообщении, адрес которого указан выше, устанавливает зависимость скорости от высоты для обеспечения одинакового динамического давления на входе воздухозаборника (диффузора).
Следовательно, если прямоточный двигатель создавался для полётов на высотах 15 км и выше и на скоростях 3М (1000 м/с), на высоте 1 км мы получим ту же самую тягу двигателя, но уже на скоростях в 1,94 раз меньших, чем на высоте 16 км. То есть условия для получения найбольшей тяги прямоточных двигателей найболее благоприятны именно на нижних слоях атмосферы.
Плотность воздуха на высоте 1 км будет в 3.765 раз большей, чем на высоте 15 км. А это значит, что тяга двигателей на высоте 1 км при скорости одной и той же скорости полёта будет в 3.765 раз большей, чем на высоте 15 км.

ЦитироватьСтарый, читайте внимательно. С моей точки зрения МРКС  и АКС это прогресс, одноразовые ракеты-носители - настоящее время.

Читаю очень внимательно. Вы здесь говорите не за МРКС а за использование на взлёте воздушно-реактивных двигателей.

Цитировать

ЦитироватьСтарый, читайте внимательно. С моей точки зрения МРКС  и АКС это прогресс, одноразовые ракеты-носители - настоящее время.

Читаю очень внимательно. Вы здесь говорите не за МРКС а за использование на взлёте воздушно-реактивных двигателей.

Я говорю про использование не просто ПВРД, а конкретно РПД на МРКС и АКС. Поскольку тема про вертикально стартующие, остается МРКС.

ЦитироватьНет, это не полёт в полярные области, а полёт через полярные области, точно так же МБР это не космонавтика. :)

Значит полёт через космос не считаем? ;)

Цитировать

ЦитироватьИ в целом - снижение цены билета привело к краху авиационной отрасли или нет?

В 2011 году был кризис, поскольку пришлось снижать цены на билеты из-за известных событий.

Что с крахом?

ЦитироватьВообще, снижение цен на авиабилеты шло с ростом объёма продаж, а в случае с космосом не будет никакого особого роста объёма продаж, по крайней мере такого роста, который компенсирует падение цены на два порядка, может на порядок будет.

Откуда вы знаете что будет а что не будет? Если цены на самолёт уменьшатся на два порядка я буду на работу самолётом летать ибо меня два переезда по дороге достали. Да наверно и дешевле окажется чем машиной.

ЦитироватьИли вы считаете, что психология человечества изменится и всё оно ломанётся космос осваивать? :)

Не знаю что изменится в моей психологии но если цены на самолёт...
 Вобщем см. выше.

ЦитироватьПлотность воздуха на высоте 1 км будет в 3.765 раз большей, чем на высоте 15 км. А это значит, что тяга двигателей на высоте 1 км при скорости одной и той же скорости полёта будет в 3.765 раз большей, чем на высоте 15 км.

С массой двигателя вы затупили конкретно. Это хорошо.
 Значит давление. До скорости 1М вы собирались разгоняться ракетным двигателем? На какой высоте вы достигнете 1М?

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958197#958197
На 30-й секунде на высоте 1250 м. Но это не спасает. Для увеличения тяги нужна бОльшая скорость хотя бы раза в два, а то и в три.
Двигатель для "Бури" не подходит. Он слишком слабый для этих целей.
Буду разбираться дальше.

ЦитироватьНа 30-й секунде на высоте 1250 м.

С каким ускорением вы собираетесь двигаться чтоб на дистанции 1200 метров разогнаться до 300 м/с?

ЦитироватьДвигатель для "Бури" не подходит. Он слишком слабый для этих целей.
Буду разбираться дальше.

Ну увеличьте его в 100 раз. В чём проблема?

Цитировать

ЦитироватьНа 30-й секунде на высоте 1250 м.

С каким ускорением вы собираетесь двигаться чтоб на дистанции 1200 метров разогнаться до 300 м/с?

ЦитироватьДвигатель для "Бури" не подходит. Он слишком слабый для этих целей.
Буду разбираться дальше.

Ну увеличьте его в 100 раз. В чём проблема?

Скачайте программу на Экселе, ссылка указана. Скопируйте с последнего листа на первый лист параметры ракеты "Зенит" и увидите расчёт.

Касаемо увеличения двигателя. Его размеры будут несколько большими, чем одна камера двигателя РД-171(масса всего двигателя РД-171 около 10 тонн, они имеет 4 камеры с соплами, давление в камере 250 кгс/см2 (250 атмосфер) http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%94-170), так как необходим ещё воздухозаборник. Но позволит ли он получить нужное давление давление, при котором двигатель обеспечит желаемую тягу? Вот в чём вопрос. Возможно, габариты камер прямоточного двигателя будут того же порядка, что и у одной камеры РД-171. Исхожу из того, что прямоточных двигателей снаружи  будет стоять четыре.

Цитировать

ЦитироватьПлотность воздуха на высоте 1 км будет в 3.765 раз большей, чем на высоте 15 км. А это значит, что тяга двигателей на высоте 1 км при скорости одной и той же скорости полёта будет в 3.765 раз большей, чем на высоте 15 км.

С массой двигателя вы затупили конкретно. Это хорошо.
 Значит давление. До скорости 1М вы собирались разгоняться ракетным двигателем? На какой высоте вы достигнете 1М?

Для Зенит-2 М=1 достигается примерно на 38-й секунде на высоте несколько менее 5 км. По расчетам.

Надо иметь в виду, что при включении прямоточного двигателя при скорости от 0,5М до 1м, ракета начнёт двигаться с ещё бОльшим ускорением, так как тяга прямоточного двигателя пропорциональна квадрату скорости набегающего потока воздуха. Процесс пойдёт лавинообразно, если при этом в нужных количествах увеличивать массу топлива, поступающего в прямоточный двигатель и, если суммарная тяга всех задействованных прямоточных двигателей сопоставима с тягой ракетного двигателя, использованного на первой ступени.

Цитироватьракета начнём двигаться с ещё бОльшим ускорением, так как тяга прямоточного двигателя пропорциональна квадрату скорости набегающего потока воздуха. Процесс пойдёт лавинообразно,

Гениально!

Цитировать

Цитироватьракета начнём двигаться с ещё бОльшим ускорением, так как тяга прямоточного двигателя пропорциональна квадрату скорости набегающего потока воздуха. Процесс пойдёт лавинообразно,

Гениально!

Спасибо, что указали на грамматическую ошибку. Исправил.

Цитировать

ЦитироватьНет, это не полёт в полярные области, а полёт через полярные области, точно так же МБР это не космонавтика. :)

Значит полёт через космос не считаем? ;)

В другую точку Земли? Нет, не считаем. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИ в целом - снижение цены билета привело к краху авиационной отрасли или нет?

В 2011 году был кризис, поскольку пришлось снижать цены на билеты из-за известных событий.

Что с крахом?

Многие разорились, те кто уцелел сумели сделать ставку на недорогие билеты, - это не значит, что денег в отрасли прибавилось.

Цитировать

ЦитироватьВообще, снижение цен на авиабилеты шло с ростом объёма продаж, а в случае с космосом не будет никакого особого роста объёма продаж, по крайней мере такого роста, который компенсирует падение цены на два порядка, может на порядок будет.

Откуда вы знаете что будет а что не будет? Если цены на самолёт уменьшатся на два порядка я буду на работу самолётом летать ибо меня два переезда по дороге достали. Да наверно и дешевле окажется чем машиной.

Если только это будет какой-то индивидуальный ранец для полётов, если аппарат габаритом с автомобиль, то будет ещё хуже. :)

 Другой вопрос, - вы полетите в Антарктиду за 100 долларов? До Антарктиды вас доставят, а там "всё ваше". ;)

Цитировать

ЦитироватьИли вы считаете, что психология человечества изменится и всё оно ломанётся космос осваивать? :)

Не знаю что изменится в моей психологии но если цены на самолёт...
 Вобщем см. выше.

Знаете, одно время кое-где были бесплатные автобусы, - может и больше народа ездило, но "не так чтобы очень". :)

ЦитироватьНадо иметь в виду, что при включении прямоточного двигателя при скорости от 0,5М до 1м, ракета начнёт двигаться с ещё бОльшим ускорением, так как тяга прямоточного двигателя пропорциональна квадрату скорости набегающего потока воздуха. Процесс пойдёт лавинообразно, если при этом в нужных количествах увеличивать массу топлива, поступающего в прямоточный двигатель и, если суммарная тяга всех задействованных прямоточных двигателей сопоставима с тягой ракетного двигателя, использованного на первой ступени.

Совершенно верно, только вы подсчитайте минимальный скоростной напор, который потребуется на скоростях около 1500-2000 метров в секунду для обеспечения двигателей воздухом. :)

 А потом подумайте, не раздавит ли аппарат. :)

ЦитироватьВ другую точку Земли? Нет, не считаем. :)

А отрасли не пофиг?

ЦитироватьМногие разорились, те кто уцелел сумели сделать ставку на недорогие билеты, - это не значит, что денег в отрасли прибавилось.

Такчт с крахм авиации?
 И при чём тут вынужденное снижение цен в результате вннешних обстоятельств? Кажется речь шла о снижении в результате снижения себестоимости?

ЦитироватьЕсли только это будет какой-то индивидуальный ранец для полётов, если аппарат габаритом с автомобиль, то будет ещё хуже. :)

А если небольшой вертолётик?

ЦитироватьДругой вопрос, - вы полетите в Антарктиду за 100 долларов? До Антарктиды вас доставят, а там "всё ваше". ;)

Полечу. И в кучу других мест. Что значит "всё моё"?

ЦитироватьЗнаете, одно время кое-где были бесплатные автобусы, - может и больше народа ездило, но "не так чтобы очень". :)

Больше нарду чем есть ездить не будет. Но кажись авиации и космонавтике в этом направлении ещё есть куда расти? ;)

Цитировать

ЦитироватьВ другую точку Земли? Нет, не считаем. :)

А отрасли не пофиг?

Так существующая отрасль не имеет к этому никакого отношения. От этого постоянных аппаратов на орбите или не прибавится, или прибавится незначительно. :)

Цитировать

ЦитироватьМногие разорились, те кто уцелел сумели сделать ставку на недорогие билеты, - это не значит, что денег в отрасли прибавилось.

Такчт с крахм авиации?
 И при чём тут вынужденное снижение цен в результате вннешних обстоятельств? Кажется речь шла о снижении в результате снижения себестоимости?

Вы не считаете крахом разорение авиакомпаний?

 Я же вам не говорил, что в космос станут летать меньше, я говорил, что отрасль будет получать меньше денег, современным конторам может не хватить таких денег и часть их исчезнет, другие реорганизуются под меньшие затраты.
 Люди потеряют работу, акционеры прибыли и т. д.

Цитировать

ЦитироватьЕсли только это будет какой-то индивидуальный ранец для полётов, если аппарат габаритом с автомобиль, то будет ещё хуже. :)

А если небольшой вертолётик?

Не знаю, в ЧД писал один товарищ, - пообщайтесь с ним. ;) :lol:

Цитировать

ЦитироватьДругой вопрос, - вы полетите в Антарктиду за 100 долларов? До Антарктиды вас доставят, а там "всё ваше". ;)

Полечу. И в кучу других мест. Что значит "всё моё"?

Вас доставили в Антарктиду, а там делайте что хотите, - всё обеспечение вашей жизнедеятельности за ваш счёт или везите с собой. :)

 Я так думаю, вы охотнее полетите в кучу других мест. :)

Цитировать

ЦитироватьЗнаете, одно время кое-где были бесплатные автобусы, - может и больше народа ездило, но "не так чтобы очень". :)

Больше нарду чем есть ездить не будет. Но кажись авиации и космонавтике в этом направлении ещё есть куда расти? ;)

Так я и говорил, что будет рост спроса, но этот спрос не перекроет падения цены за счёт себестоимости, - объект больно неинтересный, на него издалека смотреть интереснее. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЗнаете, одно время кое-где были бесплатные автобусы, - может и больше народа ездило, но "не так чтобы очень". :)

Больше нарду чем есть ездить не будет. Но кажись авиации и космонавтике в этом направлении ещё есть куда расти? ;)

Так я и говорил, что будет рост спроса, но этот спрос не перекроет падения цены за счёт себестоимости, - объект больно неинтересный, на него издалека смотреть интереснее. :)

Дело в том, что оборот неизбежно вырастет, если считать не только стоимость доставки. Больше людей сможет летать, но потребуется не только билет на орбиту, но и космический отель, перелетные корабли и экскурсии с облетом орбитальных станций, и так далее.

Появятся системы раскрутки космических полетов, начиная с каких-то космических гонок, и богачи смогут участвовать в них или содержать собственную "конюшню". Появятся какие-то виды спорта в невесомости, появятся знаменитости, с которыми можно будет встретиться в отеле на орбите, и так далее - системы раскрутки экзотических маршрутов туристическая индустрия давно освоила в совершенстве.

ЦитироватьДело в том, что оборот неизбежно вырастет, если считать не только стоимость доставки. Больше людей сможет летать, но потребуется не только билет на орбиту, но и космический отель, перелетные корабли и экскурсии с облетом орбитальных станций, и так далее.

Появятся системы раскрутки космических полетов, начиная с каких-то космических гонок, и богачи смогут участвовать в них или содержать собственную "конюшню". Появятся какие-то виды спорта в невесомости, появятся знаменитости, с которыми можно будет встретиться в отеле на орбите, и так далее - системы раскрутки экзотических маршрутов туристическая индустрия давно освоила в совершенстве.

Вы имеете представление об Абхазии, уважаемый? ;) Если нет, то Абхазия по природным условиям это такой кусок "рая земного". :)

 Реализуйте подобные мечтания в Абхазии, где, прошу прощения, "всё засратое", - я про инфраструктуру туристического бизнеса, и тогда вот поговорим о том, что люди попрутся в пустоту чтобы длительное время рассматривать космические объекты, которые по сути являются технологическим оборудованием.
 Я что-то не видел, чтобы кто-то лез в телевизор на экскурсию. :)

ЦитироватьВы имеете представление об Абхазии, уважаемый? ;) Если нет, то Абхазия по природным условиям это такой кусок "рая земного". :)

Я имею представление об Абхазии. Например, подругу моей дочери, вместе с ее матерью, в девяностые из Абхазии эвакуировали на катере Черноморского флота. При этом с берега примерно в сторону катера стреляли из пулемета. Правда, стреляли аккуратно, чтоб не задеть - на рейде был сторожевик, готовый прикрыть катера огнем.

Вот такой "кусочек рая".

ЦитироватьРеализуйте подобные мечтания в Абхазии, где, прошу прощения, "всё засратое", - я про инфраструктуру туристического бизнеса, и тогда вот поговорим о том, что люди попрутся в пустоту чтобы длительное время рассматривать космические объекты, которые по сути являются технологическим оборудованием.

Причины, по которым "все засратое" понятны?

А в космос люди попрутся. Даже по нынешним ценам желающие есть, а это всегда был ультра эластичный бизнес - при снижении цены резко растет оборот.

ЦитироватьЯ что-то не видел, чтобы кто-то лез в телевизор на экскурсию. :)

Плохо смотрели, или просто не понимали, как это делается. Знаменитость в качестве приманки для раскрутки нового отеля или маршрута - классика жанра.

Пока стоимость полетов на орбиту упадет до необходимого значения, у каждого дома будет стоять супер-пупер 3Д центр виртуального присутствия. Хочешь - рассматривай ресницы у знаметости, кувыркающейся в невесомости (кстати, они как правило здоровьем... не блещут), хочешь- трогай, ну или нюхай :D
Риска -никакого, не укачивает, надо-сходил на кухню-пожевать принес :D

ЦитироватьЯ имею представление об Абхазии. Например, подругу моей дочери, вместе с ее матерью, в девяностые из Абхазии эвакуировали на катере Черноморского флота. При этом с берега примерно в сторону катера стреляли из пулемета. Правда, стреляли аккуратно, чтоб не задеть - на рейде был сторожевик, готовый прикрыть катера огнем.

Вот такой "кусочек рая".

Да что вы говорите, а вот мои знакомые который год в Абхазию ездят на личной дорогостоящей машине, и ничего. :)

 Сейчас не 90-е. :)

Цитировать

ЦитироватьРеализуйте подобные мечтания в Абхазии, где, прошу прощения, "всё засратое", - я про инфраструктуру туристического бизнеса, и тогда вот поговорим о том, что люди попрутся в пустоту чтобы длительное время рассматривать космические объекты, которые по сути являются технологическим оборудованием.

Причины, по которым "все засратое" понятны?

Все наверно в космос попёрлись или деньги копят на это? ;)

ЦитироватьА в космос люди попрутся. Даже по нынешним ценам желающие есть, а это всегда был ультра эластичный бизнес - при снижении цены резко растет оборот.

Так я и не говорил, что вообще не попрутся, я утверждаю, что никаких "триллионов" там не будет. :)

Цитировать

ЦитироватьЯ что-то не видел, чтобы кто-то лез в телевизор на экскурсию. :)

Плохо смотрели, или просто не понимали, как это делается. Знаменитость в качестве приманки для раскрутки нового отеля или маршрута - классика жанра.

Вам не приходило в голову, что из скафандра или из орбитального объекта ни фига не видно? ;)
 Мы на Земле видим более полную и красивую картину. :)

ЦитироватьПока стоимость полетов на орбиту упадет до необходимого значения, у каждого дома будет стоять супер-пупер 3Д центр виртуального присутствия. Хочешь - рассматривай ресницы у знаметости, кувыркающейся в невесомости (кстати, они как правило здоровьем... не блещут), хочешь- трогай, ну или нюхай :D
Риска -никакого, не укачивает, надо-сходил на кухню-пожевать принес :D

Некоторое количество людей захочет "лично поприсутствовать на месте", так что спрос будет. :)

Цитировать

ЦитироватьНадо иметь в виду, что при включении прямоточного двигателя при скорости от 0,5М до 1м, ракета начнёт двигаться с ещё бОльшим ускорением, так как тяга прямоточного двигателя пропорциональна квадрату скорости набегающего потока воздуха. Процесс пойдёт лавинообразно, если при этом в нужных количествах увеличивать массу топлива, поступающего в прямоточный двигатель и, если суммарная тяга всех задействованных прямоточных двигателей сопоставима с тягой ракетного двигателя, использованного на первой ступени.

Совершенно верно, только вы подсчитайте минимальный скоростной напор, который потребуется на скоростях около 1500-2000 метров в секунду для обеспечения двигателей воздухом. :)

 А потом подумайте, не раздавит ли аппарат. :)

Для каких высот? Минимальная скорость, обеспечивающая требуемое динамическое давление, будет зависеть от высоты, об этом говорилось ранее.

Если прямоточный двигатель не предназначен для работы на малых высотах, то его работа на этих высотах будет считаться нештатным режимом. Ответ относительно работоспособности или неработоспособности того или иного двигателя могут дать только его разработчики.

Уже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

ЦитироватьУже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

Да это всё "семечки", вы посмотрите тему про Falcon-9, - можно сделать ракету с 5-7% полезной нагрузки и здоровенными двигателями, а можно сделать с 2-4% полезной нагрузки просто увеличивая баки.
 Второй вариант является более выгодным, поскольку баки проще и дешевле, чем двигатели.

 Вы хотите добавить ещё ВРД чтобы ещё увеличить долю полезной нагрузки, но это сделает аппарат ещё дороже, а зачем он нужен дороже, чем сейчас?

 Другой вариант, вы сделаете прорыв в технологиях и удешевите трафик на орбиту в разы, вытеснив всех конкурентов, но трафика-то больше не станет и вы "возрадуетесь на трупах".

 Сейчас в отрасли есть определённое экономическое равновесие и все более-менее довольны. :)

Можно так сформулировать, - те, кто делают средства выведения и те, кто хочет летать в космос это "разные люди". :)

 Если бы существовала могущественная религиозная секта, которая владела бы средствами разработки космической техники и ставила бы задачу максимальной технически возможной экспансии в космос, то уже давным-давно существовали бы дешевые средства выведения и началась эта экспансия.

 Но в реальности разработчики средств выведения работают на реальный рынок, они хотят процветать, а рынок не особо стремится увеличивать спрос, поскольку космос как таковой не особо кого-то интересует.

 В результате полётов мало и они дорогие, - чтобы работники отрасли могли нормально существовать. :)

Цитировать

ЦитироватьА в космос люди попрутся. Даже по нынешним ценам желающие есть, а это всегда был ультра эластичный бизнес - при снижении цены резко растет оборот.

Так я и не говорил, что вообще не попрутся, я утверждаю, что никаких "триллионов" там не будет. :)

Когда-то автомобиль воспринимался как игрушка для взрослых. И представить себе, что эта игрушка станет основой огромной индустрии было просто невозможно. А теперь это индустрия намного большая, чем космическая.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЯ что-то не видел, чтобы кто-то лез в телевизор на экскурсию. :)

Плохо смотрели, или просто не понимали, как это делается. Знаменитость в качестве приманки для раскрутки нового отеля или маршрута - классика жанра.

Вам не приходило в голову, что из скафандра или из орбитального объекта ни фига не видно? ;)
 Мы на Земле видим более полную и красивую картину. :)

На самом деле "на экскурсию в телевизор" люди лезут регулярно. Посмотри на аккуратных западных пенсионеров, которые приезжают в Питер и Москву тысячами. Они приехали на экскурсию.

Так что за туристов не беспокойтесь - есть тысячи способов их привлечь. Кстати, один из проектов по привлечению космических туристов уже стартовал. Он называется "Марс Один".

ЦитироватьКстати, один из проектов по привлечению космических туристов уже стартовал. Он называется "Марс Один".

Туризм в одну сторону.

Цитировать

ЦитироватьКстати, один из проектов по привлечению космических туристов уже стартовал. Он называется "Марс Один".

Туризм в одну сторону.

Вы не понимаете, что колонизация - это заявленная конечная цель. Получится или нет - пока никто не скажет.

Но рекламный эффект для космического туризма проявится гораздо раньше, и намного определеннее.

ЦитироватьКогда-то автомобиль воспринимался как игрушка для взрослых. И представить себе, что эта игрушка станет основой огромной индустрии было просто невозможно. А теперь это индустрия намного большая, чем космическая.

Неправда, автомобиль сразу был заменой конному экипажу.

ЦитироватьНа самом деле "на экскурсию в телевизор" люди лезут регулярно. Посмотри на аккуратных западных пенсионеров, которые приезжают в Питер и Москву тысячами. Они приехали на экскурсию.

Так что за туристов не беспокойтесь - есть тысячи способов их привлечь. Кстати, один из проектов по привлечению космических туристов уже стартовал. Он называется "Марс Один".

Знаете, я был в Питере, он совершенно не похож на "телевизор изнутри". :)
 Ваши туристы не лезут осматривать какой-нибудь дата-центр в Питере. :)

Цитировать

ЦитироватьКогда-то автомобиль воспринимался как игрушка для взрослых. И представить себе, что эта игрушка станет основой огромной индустрии было просто невозможно. А теперь это индустрия намного большая, чем космическая.

Неправда, автомобиль сразу был заменой конному экипажу.

Да ну? Вам напомнить историю первого "автопробега"?

Цитировать

ЦитироватьНа самом деле "на экскурсию в телевизор" люди лезут регулярно. Посмотри на аккуратных западных пенсионеров, которые приезжают в Питер и Москву тысячами. Они приехали на экскурсию.

Знаете, я был в Питере, он совершенно не похож на "телевизор изнутри". :)
 Ваши туристы не лезут осматривать какой-нибудь дата-центр в Питере. :)

Экскурсия в телевизор - это экскурсия туда, о чем рассказывает телевизор.

Цитировать

ЦитироватьНеправда, автомобиль сразу был заменой конному экипажу.

Да ну? Вам напомнить историю первого "автопробега"?

Это по смыслу замена кареты, а "космос" это просто очередная неблагоприятная среда обитания.

ЦитироватьЭкскурсия в телевизор - это экскурсия туда, о чем рассказывает телевизор.

А вы хотите организовать "экскурсию  внутрь телевизора". :)

 Вы думаете обыватель будет платить огромные деньги чтобы осмотреть лично МКС снаружи? :)

ЦитироватьВы думаете обыватель будет платить огромные деньги чтобы осмотреть лично МКС снаружи? :)

А еще посетить ее туалет (который можно сделать платным :wink: ) :D

Цитировать

ЦитироватьВы думаете обыватель будет платить огромные деньги чтобы осмотреть лично МКС снаружи? :)

А еще посетить ее туалет (который можно сделать платным :wink: ) :D

Нет, любители-то найдутся, - человеческие интересы многообразны и прихотливы, но что-то сомнительно, что в кассе платного туалета МКС зазвенят миллиарды. :lol:

ЦитироватьВы думаете обыватель будет платить огромные деньги чтобы осмотреть лично МКС снаружи? :)

Но Колизей, например, осматривают? Так что не беспокойтесь, и на осмотр МКС желающие найдутся.

Lamort,  я не понимаю, с чем лично вы спорите. Я давно сказал - вам лично это не нужно и я ничего вам доказывать не собираюсь. Вы - не наш клиент и идите мимо.

Цитировать

ЦитироватьВы думаете обыватель будет платить огромные деньги чтобы осмотреть лично МКС снаружи? :)

Но Колизей, например, осматривают? Так что не беспокойтесь, и на осмотр МКС желающие найдутся.

Lamort,  я не понимаю, с чем лично вы спорите. Я давно сказал - вам лично это не нужно и я ничего вам доказывать не собираюсь. Вы - не наш клиент и идите мимо.

Сударь, мне лично это может и нужно, но я, в отличии от вас понимаю, что объективный мир и мои желания это не одно и то же. :)

 Для большинства людей МКС снаружи это такой "орбитальный обитаемый телевизор". :)

ЦитироватьСударь, мне лично это может и нужно, но я, в отличии от вас понимаю, что объективный мир и мои желания это не одно и то же. :)

Ну и?

ЦитироватьДля большинства людей МКС снаружи это такой "орбитальный обитаемый телевизор". :)

Абсолютно согласен!

Только вот я не помню, что бы я обещал, что в космос полетят три с половиной миллиарда туристов. Не было этого!

Есть расчеты, что до конца этого десятилетия в космос могут полететь от 120 до 160 туристов/коммерческих космонавтов. И это очень неплохой результат.

Цитировать

ЦитироватьСударь, мне лично это может и нужно, но я, в отличии от вас понимаю, что объективный мир и мои желания это не одно и то же. :)

Ну и?

ЦитироватьДля большинства людей МКС снаружи это такой "орбитальный обитаемый телевизор". :)

Абсолютно согласен!

Только вот я не помню, что бы я обещал, что в космос полетят три с половиной миллиарда туристов. Не было этого!

Есть расчеты, что до конца этого десятилетия в космос могут полететь от 120 до 160 туристов/коммерческих космонавтов. И это очень неплохой результат.

Вы бы так сразу и сказали, а то "триллионы будут крутиться". :)

 Не возражаю, может даже больше полететь. :)

ЦитироватьУже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.

ЦитироватьНо тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

Пошёл какойто бред про надёжность, регулироввание... Оценить массу потребных ПВРД чтоб понять всю бредовость этой химеры так и оказалось не по силам.
 Классический гениальный изобретатель. :(

Цитировать

ЦитироватьНо тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

Пошёл какойто бред про надёжность, регулироввание... Оценить массу потребных ПВРД чтоб понять всю бредовость этой химеры так и оказалось не по силам.
 Классический гениальный изобретатель. :(

Нет, ПВРД имеет массу примерно 1/20 от тяги, это близко к водородным ЖРД, так что проблемы тут только в том, что надо затратить "небольшой вагон денег" на отработку того, что будет решать уже решенную задачу. :)

 Вагон может и не большой, но лишних вагонов денег не завалялось. :)

ЦитироватьПуть в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.

Я не знаю, почему Посторонний пропустил, но я уже писал о ракетно-прямоточных двигателях, которые естественно комбинировать как вы предлагаете. Они дают вполне достаточную тягу, в том числе и при нулевой скорости.

Но есть вторая засада - такая система будет заметно дороже, что, однако, не есть непреодолимая проблема - в случае МРКС первая многоразовая ступень может быть заметно дороже, чем одноразовая. Кроме того, на МРКС проще обеспечить необходимые размеры воздухозаборника и прочность, необходимую для разгона по более пологой траектории.

Для одноразовых носителей, думаю, бесперспективно в принципе.

Цитировать

ЦитироватьПуть в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.

Я не знаю, почему Посторонний пропустил, но я уже писал о ракетно-прямоточных двигателях, которые естественно комбинировать как вы предлагаете. Они дают вполне достаточную тягу, в том числе и при нулевой скорости.

Но есть вторая засада - такая система будет заметно дороже, что, однако, не есть непреодолимая проблема - в случае МРКС первая многоразовая ступень может быть заметно дороже, чем одноразовая. Кроме того, на МРКС проще обеспечить необходимые размеры воздухозаборника и прочность, необходимую для разгона по более пологой траектории.

Для одноразовых носителей, думаю, бесперспективно в принципе.

Valerij вы замечательно воруете идеи, я вам скажу.

 Я думаю, вы в полной мере заслужили свой ад уже этой подлой трепотнёй на НК. ;)

Цитировать

ЦитироватьУже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.

На странице Википедии, посвящённой прямоточным двигателям (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D1%80%D1%8F%D0%BC%D0%BE%D1%82%D0%BE%D1%87%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B2%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D1%83%D1%88%D0%BD%D0%BE-%D1%80%D0%B5%D0%B0%D0%BA%D1%82%D0%B8%D0%B2%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C), нашёл ссылку на книгу Абрамовича Г. Н. "Прикладная газовая динамика" 1991 года издания, её можно найти в Интернете и скачать. В ней как раз описывается именно такой способ увеличения тяги с помощью эжекторного сопла.

Цитировать...............................................................................
Для одноразовых носителей, думаю, бесперспективно в принципе.

Перспективно, если полезная нагрузка будет в несколько раз увеличена. Иначе - Вы правы.

а речь вообще идет про  ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...

Цитироватьа речь вообще идет про  ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...

Речь идёт о сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателях.
Насчёт бессмысленности - кто знает? Максимальный расход топлива в ракетах-носителях как раз приходится на послестартовый участок траектории полёта. Это уже обсуждалось ранее. В нижних слоях атмосферы давление воздуха будет выше, чем в верхних, в то же время расход компонентов топлива найбольший именно во время разгона ракеты после старта. Атмосферный воздух использовать как рабочее тело и атмосферный кислород как окислитель желательно ЛЮБЫМ СПОСОБОМ - с помощью прямоточных двигателей, либо с помощью эжекторных сопел, как предлагает Glaurung, или каким либо другим способом.

Цитировать

ЦитироватьУже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.

ЦитироватьАтмосферный воздух использовать как рабочее тело и атмосферный кислород как окислитель желательно ЛЮБЫМ СПОСОБОМ - с помощью прямоточных двигателей, либо с помощью эжекторных сопел, как предлагает Glaurung, или каким либо другим способом.

А закачивать в двигатели велосипедным насосом можно?

Цитироватьа речь вообще идет про  ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...

Ракетно-прямоточный двигатель это комбинация ПВРД и ЖРД или РДТТ, - комбинация с РДТТ практически встречалось чаще, я даже не помню реальной комбинации с ЖРД.

 Он имеет то преимущество, что "является ПВРД пока он может им быть", остальное время работает как обычный ракетный двигатель.
 В минусе, разумеется, удельный импульс несколько меньше. :)

Цитировать

Цитироватьа речь вообще идет про  ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...

Ракетно-прямоточный двигатель это комбинация ПВРД и ЖРД или РДТТ, - комбинация с РДТТ практически встречалось чаще, я даже не помню реальной комбинации с ЖРД.

 Он имеет то преимущество, что "является ПВРД пока он может им быть", остальное время работает как обычный ракетный двигатель.
 В минусе, разумеется, удельный импульс несколько меньше. :)

Если оптимизировать для работы в нижних слоях атмосферы. Как и дополнительное эжекторное сопло, будет в меньшей степени привлекать к себе внимание, чем сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель(СПВРД). Имеется в виду то, что не нужна дополнительная система управления. Конструкция в изготовлении будет дешевле, чем СПВРД. Но в этом случае масса будет больше, чем у жидкостного ракетного двигателя при одинаковой тяге в вакууме, так как понадобится дополнительная камера для повышения давления атмосферного воздуха и дополнительного сопла.

все равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.
На какой высоте полмаха у РН? С каким ускорением вообще типично поднимается РН?
Я веду к тому, что рабочий участок (вертикальной) траектории у них будет совсем короткий.
То-есть можно конечно рассматривать что-то типа двигателей SR-71, но это смешно и мало поможет - т.к. рабочий участок все равно будет коротким.

Другое дело допустим при самолетном запуске чего-то некрупного иметь как первую ступень гиперзвуковой аппарат (возвращаемый кстати) и вторую - нормальную, тогда, _может быть_, это может быть выгодно. Типа по пологой траектории разгоняться до 10-12 М на высоте 40-50 км и оттуда шмалять более-менее традиционной ЖРД одно или двухступенчатой. _Может быть_ это окажется выгодно, т.к. гпврд будет использован в своем коридоре а гравпотери от пологого подъёма скомпенсированы аэродинамикой, но не факт что экономии на окислителе хватит на компенсацию.

Цитироватьвсе равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.

РПД работают и с нулевой скоростью, и вне атмосферы. Правда, в этот момент РПД представляет из себя практически обычный ракетный двигатель.

ЦитироватьНа какой высоте полмаха у РН? С каким ускорением вообще типично поднимается РН?
Я веду к тому, что рабочий участок (вертикальной) траектории у них будет совсем короткий.

Носитель с РПД может иметь более пологую траекторию, оптимизированную под использование кислорода из воздуха. Проблема в том, что по РПД, тем более по жидкостным РПД очень мало информации.

ЦитироватьТо-есть можно конечно рассматривать что-то типа двигателей SR-71, но это смешно и мало поможет - т.к. рабочий участок все равно будет коротким.

Так и не нужно их рассматривать. Очевидная туфта по определению получается.

ЦитироватьДругое дело допустим при самолетном запуске чего-то некрупного иметь как первую ступень гиперзвуковой аппарат (возвращаемый кстати) и вторую - нормальную, тогда, _может быть_, это может быть выгодно. Типа по пологой траектории разгоняться до 10-12 М на высоте 40-50 км и оттуда шмалять более-менее традиционной ЖРД одно или двухступенчатой. _Может быть_ это окажется выгодно, т.к. гпврд будет использован в своем коридоре а гравпотери от пологого подъёма скомпенсированы аэродинамикой, но не факт что экономии на окислителе хватит на компенсацию.

Это уже АКС, с горизонтальным стартом, разгоном на ВРД, и прыжком вверх (что бы произвести разделение в условиях малого скоростного напора) в конце разгона. В АКС кстати, тоже могут быть использованы РПД.

Проблем у АКС две.
Первая - ограниченная грузоподъемность, но это не смертельно. У них разные ниши, МРКС поднимает на орбиту тяжелые кванты (например, модули ОС или МЭК), а АКС доставляет экипаж и занимается регулярным обслуживанием и дооснащением ОС и МЭК.
Вторая - разработка АКС намного дороже, поэтому АКС оказывается экономически эффективной при значительно большей частоте полетов. Но цена вывода килограмма ПН на орбиту у хорошей АКС будет меньше.

Valerij, скажите, почему это нельзя сделать АКС со стартовой массой, например, 3000 тонн и почему это оно будет дороже ракеты массой 3000 тонн? ;)

 Один бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)

Цитироватьвсе равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.

Для простоты возьмём водородный РПД, - на начальном участке выхлоп ЖРД подсасывает воздух в котором догорает водород выхлопа, поскольку у водородных ЖРД максимальный удельный импульс когда не весь водород сгорает.
 Даже если на этом участке будет секунд 500 то, "всё хлеб". :)

 Потом РПД работает как ПВРД и СПВРД, пока для создания нужной тяги хватает воздуха, затем ЖРД снова добавляет недостаток тяги, а уже при совсем малом давлении РПД работает просто как большое сопло ЖРД.

 В "идеальном варианте" такая схема позволит сделать вторую ступень, - на ней только ЖРД, примерно 50% от стартовой массы при разделении ступеней на скорости около 2000 м/с.
 Это позволит увеличить долю ПН раза в два.

ЦитироватьValerij, скажите, почему это нельзя сделать АКС со стартовой массой, например, 3000 тонн и почему это оно будет дороже ракеты массой 3000 тонн? ;)

АКС - это скорее самолет, а самолет сложнее ракеты и в разработке и в строительстве. Но самолет, как правило, делается для многократного использования, и стоимость полета самолета в десятки и сотни раз меньше, чем ракеты. Но обеспечивает он это только в случае частых полетов с быстрым и относительно недорогим межполетным обслуживанием, а подумайте, так ли часто вам нужно запускать АКС массой 3000 тонн.

ЦитироватьОдин бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)

Главный бонус смотри выше - значительно меньшая цена доставки на орбиту.

ЦитироватьДля простоты возьмём водородный РПД, - на начальном участке выхлоп ЖРД подсасывает воздух в котором догорает водород выхлопа, поскольку у водородных ЖРД максимальный удельный импульс когда не весь водород сгорает.
 Даже если на этом участке будет секунд 500 то, "всё хлеб". :)

 Потом РПД работает как ПВРД и СПВРД, пока для создания нужной тяги хватает воздуха, затем ЖРД снова добавляет недостаток тяги, а уже при совсем малом давлении РПД работает просто как большое сопло ЖРД.

 В "идеальном варианте" такая схема позволит сделать вторую ступень, - на ней только ЖРД, примерно 50% от стартовой массы при разделении ступеней на скорости около 2000 м/с.
 Это позволит увеличить долю ПН раза в два.

А вот с этим - согласен.

ЦитироватьОдин бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)

А какая, кстати, тяговооружённость нужна АКСу?

Цитировать

ЦитироватьОдин бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)

А какая, кстати, тяговооружённость нужна АКСу?

По оценке Стримфлоу - 0,9 для АКС типа Зенгер-2

Ладно Стримфлоу, пусть Бродяга скажет свою версию. Чую это будет знатная охота. :)

Цитироватьвсе равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.
На какой высоте полмаха у РН? С каким ускорением вообще типично поднимается РН?
Я веду к тому, что рабочий участок (вертикальной) траектории у них будет совсем короткий.
То-есть можно конечно рассматривать что-то типа двигателей SR-71, но это смешно и мало поможет - т.к. рабочий участок все равно будет коротким.

Что касается скоростей, ускорений. высот и массы топлива.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958197#958197
Интересную программу для Экселя нашёл здесь: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Смотрите раздел "LaunchModel"
Сама программа (несколько таблиц) для Экселя: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel.zip
Здесь автор описывает модель, согласно которой была сделана программа: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html
Автору большое спасибо!

Да, участок от 0 до 35 км короткий. На этом участке атмосферное давление, а значит и плотность атмосферного воздуха, уменьшаются по мере подъёма более чем в 60 раз.
Найболее интересный участок - до 12 км. На этом участке съедается больше всего компонентов топлива на первой ступени, более половины от первоначальной массы компонетнтов топлива, залитых в первую ступень перед стартом, около 170 тонн керосина и кислорода вместе взятых, из них 121 тонна приходится на жидкий кислород (касаемо ракеты-носителя "Зенит-3"). Масса в 121 тонну превышает суммарную массу второй и третьей ступени вместе взятых. Вот тут желательно использовать даровой ресурс - атмосферный азот как рабочее тело и атмосферный кислород как окислитель.
Понятное дело, сэкономить на всей массе окислителя не получится.

Согласно расчётам с помощью программы, о которой говорилось чуть ранее, на высоте 12 км ракета будет лететь со скоростью 966,7 м/с, то есть 2,9 М.

О! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"! Похвально, но можно было бы спросить у завсегдатаев форума, они этой программой уже лет 7 пользуются. Учтите, что в исходной программе есть ошибка - неправильный расчет плотности атмосферы, в результате чего параметры и характеристики РН завышаются.

ЦитироватьО! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"! Похвально, но можно было бы спросить у завсегдатаев форума, они этой программой уже лет 7 пользуются. Учтите, что в исходной программе есть ошибка - неправильный расчет плотности атмосферы, в результате чего параметры и характеристики РН завышаются.

Эти расчёты оценочные. Чтобы увидеть закономерности, например, расход компонентов топлива на разных высотах.

Цитировать

ЦитироватьОдин бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)

А какая, кстати, тяговооружённость нужна АКСу?

Что значит "нужна", - чем больше, тем лучше, но достаточная тяговооруженность может быть меньше 1.
 Разумеется, тяговооруженность не должна быть больше 2, поскольку это избыточно. :)

Цитировать

ЦитироватьValerij, скажите, почему это нельзя сделать АКС со стартовой массой, например, 3000 тонн и почему это оно будет дороже ракеты массой 3000 тонн? ;)

АКС - это скорее самолет, а самолет сложнее ракеты и в разработке и в строительстве. Но самолет, как правило, делается для многократного использования, и стоимость полета самолета в десятки и сотни раз меньше, чем ракеты. Но обеспечивает он это только в случае частых полетов с быстрым и относительно недорогим межполетным обслуживанием, а подумайте, так ли часто вам нужно запускать АКС массой 3000 тонн.

Да ну, самолёт значительно сложнее? ;)

 А можно сравнительные суммы затрат? ;)

 Что касается частоты пусков, - кроме стоимости топлива нет никакой разницы запускать АКС массой 3000 тонн и массой 300 тонн. ;)

ЦитироватьГлавный бонус смотри выше - значительно меньшая цена доставки на орбиту.

Вы тоже вредитель? ;)
 Зачем это производитель средств выведения будет понижать цену доставки на орбиту? :)

ЦитироватьО! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"!

Круче! Он открыл для себя что основную часть топлива ракета сжирает на малых скоростях и высотах.
Во:

ЦитироватьЭти расчёты оценочные. Чтобы увидеть закономерности, например, расход компонентов топлива на разных высотах.

И теперь спешит осчастливить человечество решением этой глобальной проблемы.

Цитировать

ЦитироватьА какая, кстати, тяговооружённость нужна АКСу?

Что значит "нужна", - чем больше, тем лучше, но достаточная тяговооруженность может быть меньше 1.
 Разумеется, тяговооруженность не должна быть больше 2, поскольку это избыточно. :)

Разумеется меньше единицы. Но какая конкретно? Какое минимальное значение спасёт отца русского авиакосмоса?

Цитировать

ЦитироватьАКС - это скорее самолет, а самолет сложнее ракеты и в разработке и в строительстве. Но самолет, как правило, делается для многократного использования, и стоимость полета самолета в десятки и сотни раз меньше, чем ракеты. Но обеспечивает он это только в случае частых полетов с быстрым и относительно недорогим межполетным обслуживанием, а подумайте, так ли часто вам нужно запускать АКС массой 3000 тонн.

Да ну, самолёт значительно сложнее? ;)

 А можно сравнительные суммы затрат? ;)

Можно я не буду отвечать на этот ламерский вопрос? Он уже десятки раз освящался на страницах форума, надоело.

ЦитироватьЧто касается частоты пусков, - кроме стоимости топлива нет никакой разницы запускать АКС массой 3000 тонн и массой 300 тонн. ;)

Не так (например, сколько будет стоить аэродром, с которого будет запускаться АКС массой 3000 тонн), но допустим.  Проблема только в том, что нужно откуда-то взять в десять раз больше ПН для каждого пуска. А смысл, если 90% КА легче девяти тонн?

Цитировать

ЦитироватьГлавный бонус смотри выше - значительно меньшая цена доставки на орбиту.

Вы тоже вредитель? ;)
 Зачем это производитель средств выведения будет понижать цену доставки на орбиту? :)

Ой, виноват я, виноват. Нужно задирать цену до небес, и гордым взором провожать уходящие в космос ракеты конкурентов.....

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАКС - это скорее самолет, а самолет сложнее ракеты и в разработке и в строительстве. Но самолет, как правило, делается для многократного использования, и стоимость полета самолета в десятки и сотни раз меньше, чем ракеты. Но обеспечивает он это только в случае частых полетов с быстрым и относительно недорогим межполетным обслуживанием, а подумайте, так ли часто вам нужно запускать АКС массой 3000 тонн.

Да ну, самолёт значительно сложнее? ;)

 А можно сравнительные суммы затрат? ;)

Можно я не буду отвечать на этот ламерский вопрос? Он уже десятки раз освящался на страницах форума, надоело.

Обычно в таком случае дают ссылку, где именно освещался. ;)

 Вы ещё не получили информации об этом вопросе, чтобы "авторитетно вещать"? ;)

Цитировать

ЦитироватьЧто касается частоты пусков, - кроме стоимости топлива нет никакой разницы запускать АКС массой 3000 тонн и массой 300 тонн. ;)

Не так (например, сколько будет стоить аэродром, с которого будет запускаться АКС массой 3000 тонн), но допустим.  Проблема только в том, что нужно откуда-то взять в десять раз больше ПН для каждого пуска. А смысл, если 90% КА легче девяти тонн?

Что-то я не вижу никакой проблемы, сделайте КА массой 200-300 тонн и всё. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьГлавный бонус смотри выше - значительно меньшая цена доставки на орбиту.

Вы тоже вредитель? ;)
 Зачем это производитель средств выведения будет понижать цену доставки на орбиту? :)

Ой, виноват я, виноват. Нужно задирать цену до небес, и гордым взором провожать уходящие в космос ракеты конкурентов.....

Желательно задирать, но заказчик ограничен в средствах. :)

 Конкуренты тоже хотят питаться, так что особо цен не сбросят. :)

Цитировать

ЦитироватьО! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"!

Круче! Он открыл для себя что основную часть топлива ракета сжирает на малых скоростях и высотах.

Об этом говорил раньше, только цифр не было. Цифры имеют вес.

ЦитироватьВо:

ЦитироватьЭти расчёты оценочные. Чтобы увидеть закономерности, например, расход компонентов топлива на разных высотах.

И теперь спешит осчастливить человечество решением этой глобальной проблемы.

А что плохого в том, чтобы использовать даровой ресурс, то есть атмосферный воздух? На нижних высотах тратиться больше всего компонентов топлива и здесь же даровой ресурс в наличии с найбольшей плотностью, который даже не пытаются использовать для увеличения грузоподъёмности ракеты. Турбореактивные двигатели упоминать не надо. Они массивны, так как имеют внутри массивную металлическую часть - турбину.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьО! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"!

Круче! Он открыл для себя что основную часть топлива ракета сжирает на малых скоростях и высотах.

Об этом говорил раньше, только цифр не было. Цифры имеют вес.

Я ж и говорю: вы сделали для себя это открытие и оно вас потрясло. И теперь вы желаете донести это открытие до тупого человечества.

 

Цитировать

ЦитироватьИ теперь спешит осчастливить человечество решением этой глобальной проблемы.

А что плохого в том, чтобы использовать даровой ресурс, то есть атмосферный воздух?

Что плохого что гениальные изобретатели спешат осчастливить мир своими гениальными изобретениями? Решить вековыечные проблемы человечества, освоить и утилизировать халяву? Ничего плохого нет. Особенно хороши изобретатели вечных двигателей.  

ЦитироватьНа нижних высотах тратиться больше всего компонентов топлива и здесь же даровой ресурс в наличии с найбольшей плотностью, который даже не пытаются использовать для увеличения грузоподъёмности ракеты.

Да, не пытаются. Наверно потому что тупые. Но вы то не тупой, вы то гениальный! Вот и научите их как надо использовать халяву.  :twisted:

ЦитироватьТурбореактивные двигатели упоминать не надо. Они массивны, так как имеют внутри массивную металлическую часть - турбину.

То ли дело прямоточные! Вы должны также научить и тупых авиаконструкторов какие надо ставить двигатели на самолёты. Бо они тоже не знают какие лучше.

ЦитироватьА что плохого в том, чтобы использовать даровой ресурс, то есть атмосферный воздух? На нижних высотах тратиться больше всего компонентов топлива и здесь же даровой ресурс в наличии с найбольшей плотностью, который даже не пытаются использовать для увеличения грузоподъёмности ракеты. Турбореактивные двигатели упоминать не надо. Они массивны, так как имеют внутри массивную металлическую часть - турбину.

Скажите, а почему Вы не предлагаете использовать ЖРД на пассажирских самолетах: они легкие, с большой тягой, можно ВПП уменьшить? :wink:

Посторонний, знаете, есть ещё детонационный двигатель, он тоже работает при нулевой скорости и, вот ведь здорово, - для него не надо поток тормозить. Теоретически разумеется. ;)

Цитировать

ЦитироватьА что плохого в том, чтобы использовать даровой ресурс, то есть атмосферный воздух? На нижних высотах тратиться больше всего компонентов топлива и здесь же даровой ресурс в наличии с найбольшей плотностью, который даже не пытаются использовать для увеличения грузоподъёмности ракеты. Турбореактивные двигатели упоминать не надо. Они массивны, так как имеют внутри массивную металлическую часть - турбину.

Скажите, а почему Вы не предлагаете использовать ЖРД на пассажирских самолетах: они легкие, с большой тягой, можно ВПП уменьшить? :wink:

Я и не предлагал этого делать. В этом случае с собой придётся тягать ещё и компоненты топлива - горючее и окислитель. Масса полезной нагрузки уменьшится. Это в случае с самолётом. А так тягают с собой только горючее.

Цитировать

ЦитироватьСкажите, а почему Вы не предлагаете использовать ЖРД на пассажирских самолетах: они легкие, с большой тягой, можно ВПП уменьшить? :wink:

Я и не предлагал этого делать.

Посторонний, вы пьяный чтоль? Вы не понимаете текста на который отвечаете?

ЦитироватьВ этом случае с собой придётся тягать ещё и компоненты топлива - горючее и окислитель. Масса полезной нагрузки уменьшится. Это в случае с самолётом.

Чего это она уменьшится то? ЖРД они ж лёгкие и мощные. ;) Они знаете какую ПН могут понести? Огого!

ЦитироватьЯ и не предлагал этого делать. В этом случае с собой придётся тягать ещё и компоненты топлива - горючее и окислитель. Масса полезной нагрузки уменьшится. Это в случае с самолётом.

Да, но Вы почему-то усиленно пытаетесь "впихнуть" ПВРД в РН, которой эта приблуда - как корове черкесское седло? Т.е. Вы прекрасно понимаете, что ЖРД на пассажирском самолете - это бред, но почему-то никак не поймете, что ПВРД на вертикально стартующей РН - бред не меньший :lol:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСкажите, а почему Вы не предлагаете использовать ЖРД на пассажирских самолетах: они легкие, с большой тягой, можно ВПП уменьшить? :wink:

Я и не предлагал этого делать.

Посторонний, вы пьяный чтоль? Вы не понимаете текста на который отвечаете?

ЦитироватьВ этом случае с собой придётся тягать ещё и компоненты топлива - горючее и окислитель. Масса полезной нагрузки уменьшится. Это в случае с самолётом.

Чего это она уменьшится то? ЖРД они ж лёгкие и мощные. ;) Они знаете какую ПН могут понести? Огого!

А Вы учитываете, что ещё надо тягать и окислитель в этом случае?

ЦитироватьА Вы учитываете, что ещё надо тягать и окислитель в этом случае?

А вы учитываете что Зениту прийдётся тягать ещё и ПВРД в вашем случае?

Промоделировал пуск ракеты с прямоточными двигателями.
Для упрощения модели считаем, что ракета летит в строго вертикальом положении. Учтены влияющие факторы: ускорение свободного падения, сопротивление воздуха(вычисляется динамическое давление).

Суммарная тяга прямоточных двигателей нормирована для полёта со скоростью звука над уровнем моря. В программе эта величина принята равной величине тяги ЖРД РД-171, то есть 7400000 Н (или 740000 тс).

Расчёт заканчиватеся после того, как будут израсходованы компоненты топлива в баках первой ступени.
Для сравнения приводятся расчёты для двух видов ракет: без прямоточных двигателей и с прямоточными двигателями.
В обеих ракетах установлен один и тот же РЖД. Тяга РЖД постоянна в течение всего времени полёта для обоих случаев. В модели ракеты с ПВРД масса ПВРД принималась равной нулю. Можете её учесть, прибавив к массе ракеты с ПВРД массу двигателя, которую считаете нужной, данная ячейка выделена на снимке окна программы.

Расчёты делались для выяснения закономерностей. Они не отражают динамику полёта ныне существующих ракет.
За основу взяты параметры ракеты "Зенит 3".

Файл открывается в LibreOffice Calc. LibreOffice можно скачать на сайте: http://www.libreoffice.org/

Ссылка на файл с таблицей: http://narod.ru/disk/56319687001.6718b4fd046c6dd482b84ce9df9fd8d5/Rocket%20with%20Ramjets.ods.html

Частично воспроизведена модель, на основе которой разрабатывалась известная программа: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html

Снимок окна программы с открытым файлом, на нём видны графики ускорений, скоростей и высоты полёта ракет. Синим цветом обозначены кривые, относящиеся к ракете без прямоточного двигателя, а красным - относящиеся к ракете с прямоточным двигателем.
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/787287.jpg)

С уважением

PS
Делал для удовлетворения своего любопытства

Внимание!
Добавлено 18.07.2012:
Приведенные выше расчёты во внимание не принимайте, так как позднее появилась формула расчёта площади воздухозаборника ПВРД, изменилась также формула расчёта тяги ПВРД. Новые формулы гораздо ближе к действительности. Советую посмотреть сообщение http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=967100#967100

Это ещё не всё. Вы сами можете внести небольшие изменения в LaunchModel, находится на странице: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Скачать нужно именно этот файл http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel.zip и распаковать его.

Откройте файл в Экселе и внесите следующие изменения:
1) В ячейку AX4 запишите число 0,2 - коэффициент номинальной тяги, его можно менять.
2) В ячейку AX5 запишите число 0
3) В ячейку AX6 запишите формулу: =($Main.E$14*10000*AX$4/(331^2))*(O5^2)*EXP(-I5*X5*1,4/(331^2)) и нажмите Enter, затем выберите курсором эту же ячейку (не делайте двойное нажатие!), нажмите Ctrl+C и с помощью Ctrl+V сделайте вставку в ячейки от AX7 до AX605
4) В ячейку R5 запишите формулу: =$Main.Q$5*SUM(AT5:AW5)+AX5 и нажмите Enter, затем выберите курсором эту же ячейку (не делайте двойное нажатие!), нажмите Ctrl+C и с помощью Ctrl+V сделайте вставку в ячейки от R6 до R605

Таким образом "добавите" прямоточный двигатель в модель.
С целью упрощения принято допущение: прямоточный двигатель не потребляет горючее и масса прямоточного двигателя равна нулю.
Тягу прямоточного двигателя можно менять, изменяя содержимое ячейки AX4. Число 1 будет означать, что прямоточный двигатель при скорости полёта, равной скорости звука, на высотах около уровня моря обеспечивает номинальную тягу, равную тяге ЖРД первой ступени ракеты-носителя. В дествительности величина тяги будет зависеть от скорости полёта и от высоты полёта ракеты, это отражено в формуле.

Изменения вносятся с целью увидеть закономерности, расчёт ориентировочный.

Следует заметить, что согласно модели, угол тангажа  ракеты меняется и уменьшается с течением времени, прямоточные двигатели в этом случае работают с большей отдачей, чем при строго вертикальном полёте.

ЦитироватьС целью упрощения принято допущение: прямоточный двигатель не потребляет горючее и масса прямоточного двигателя равна нулю.

Гениально! А почему бы так же не упростить ЖРД?

А чево это эксель украинский? Тоже, чтоль, из Киева?

Цитировать

ЦитироватьС целью упрощения принято допущение: прямоточный двигатель не потребляет горючее и масса прямоточного двигателя равна нулю.

А почему бы так же не упростить ЖРД?

Характеристики ЖРД известны, а прямоточного двигателя - нет. Не разрабатывался он для этих целей. В модели массу ракеты можно увеличить и посмотреть результаты для различных величин дополнительных масс. Можно уменьшить массу компонентов топлива первой стуени.

ЦитироватьА чево это эксель украинский? Тоже, чтоль, из Киева?

Живу недалеко от Киева.

В ячейке M47 добавим суммарную массу прямоточных двигателей, равную 20000 кг.
Можем сравнить с результатами, приведенными в сообщении http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=966390#966390
Результаты моделирования на картинке.

С учётом дополнительной суммарной массы ПВРД 20000 кг.
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/787376.jpg)

Без учёта массы ПВРД.
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/787287.jpg)

Добавлено 18.07.2012:
Приведенные выше расчёты во внимание не принимайте, так как позднее появилась формула расчёта площади воздухозаборника ПВРД, изменилась также формула расчёта тяги ПВРД. Новые формулы гораздо ближе к действительности. Советую посмотреть сообщение http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=967100#967100

ЦитироватьА чево это эксель украинский? Тоже, чтоль, из Киева?

Уж, не Прохожий ли?! :D

ЦитироватьС учётом дополнительной суммарной массы ПВРД 20000 кг.

А что это Вы заложили такую крошечную массу: 20 т при тяге 740 тс - это лучше, чем удельная масса 11Д122. Осетра надо нарастить. Берите удельную массу 0,08-0,1 от максимальной тяги - это будет точнее.

Цитировать

ЦитироватьС учётом дополнительной суммарной массы ПВРД 20000 кг.

А что это Вы заложили такую крошечную массу: 20 т при тяге 740 тс - это лучше, чем удельная масса 11Д122. Осетра надо нарастить. Берите удельную массу 0,08-0,1 от максимальной тяги - это будет точнее.

Вы говорите о двигателе, предназначенном для установки на второй ступени ракеты "Энергия".

Тягу 740 тс. обеспечивает ОДИН двигатель РД-171, устанавливаемый на "Зените", имеющий четыре камеры сгорания и четыре сопла соответственно. Масса всего двигателя - около 10 тонн.

ЦитироватьТягу 740 тс. обеспечивает ОДИН двигатель РД-171, устанавливаемый на "Зените", имеющий четыре камеры сгорания и четыре сопла соответственно. Масса всего двигателя - около 10 тонн.

Во-первых, масса ДУ на основе РД-170/171 составляет около 14 т, емнип. Во-вторых, с какой стати у СПВРД будет удельная масса, как у ЖРД?

В дополнение к сообщению http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=966390#966390
Обновил таблицу с формулами для сравнительной оценки поведения ракет-носителей без прямоточных двигателей и с прямоточными двигателями, её можно взять здесь:  http://narod.ru/disk/56397949001.532133aed6224274c604fa8648e1e0b9/Rocket%20with%20Ramjets-2.ods.html

Открывается в LibreOffice: http://www.libreoffice.org
Возможно, откроется в последней версии OpenOffice: http://www.openoffice.org

Изменения:
1) Теперь массы топлива и окислителя вводятся раздельно.
2) Раздельно расчитывается потребление окислителя и горючего.
3) Учитывается потребление горючего (керосина) прямоточным двигателем следующим образом: потребление горючего ПВРД зависит от напора воздуха и определяется выражением: dMkrj=(1/3,5)*(dM/dt)*(1/C^2)*(v^2)*exp(-g*h*k/(C^2))

где
k=1,4 -показатель адиабаты
h - высота полёта ракеты, м
C=331 - скорость звука, м/с^2
g=9,81 - ускорение свободного падения, м/с
dM/dt=2437,417654809 - номинальный секундный расход топлива РД-170, кг/с

Результаты моделирования приведу позже.

Внимание!
Добавлено 18.07.2012:
Приведенные выше расчёты во внимание не принимайте, так как позднее появилась формула расчёта площади воздухозаборника ПВРД, изменилась также формула расчёта тяги ПВРД. Новые формулы гораздо ближе к действительности. Советую посмотреть сообщение http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=967100#967100

Тут пришло в голову...
Над каждым м2 земной поверхности находится 10т воздуха, в т.ч. 2т кислорода
Чтобы подать в движок эквивалентное количество кислорода, ракете класса Союза потребуется воздухозаборник площадью не менее 100м2.

Не дохрена ли?

ЦитироватьТут пришло в голову...
Над каждым м2 земной поверхности находится 10т воздуха, в т.ч. 2т кислорода
Чтобы подать в движок эквивалентное количество кислорода, ракете класса Союза потребуется воздухозаборник площадью не менее 100м2.

Не дохрена ли?

Тогда речь должна идти о динамическом давлении, которое возникает на входе воздухозаборника, оно вычисляется по формуле: Pd=(rho*v^2)/2,
где
rho=1,2 кг/м^3 - плотность воздуха,
v - скорость движения ракеты, м/с.

Для обеспечения полного сгорания одной тонны керосина понадобиться 14,9 тонн воздуха.
Попробуем грубо оценить требуемый массовый расход воздуха.
Если РД-170 расходует (ежесекундно) dMf=2437,42 кг/с компонентов топлива вместе взятых, тогда определим требуемый секундный расход керосина dMkrj=dMf/3,5=696,41 кг/с.
Отсюда найдём необходимый секундный расход воздуха: dMa=14,9*dMkrj=14,9*696,41=10376,51 кг/с.
То есть ПВРД будет выбрасывать за одну секунду массу продуков горения 10376,51+696,41=11072,92 кг, что в 4,543 раз больше, чем в случае с ЖРД, потребляющим ту же самую массу керосина за секунду!
У ПВРД очевидное преймущество - он должен давать большую тягу при одинаковом секундном расходе горючего (керосина), чем ЖРД!

Для начала будем брать расход горючего (керосина) 696,41 кг/с одинаковым как для ЖРД, таки для ПВРД, хотя это может быть совсем некорректным.
Оценим требуемую суммарную (для всех ПВРД) площадь сечения воронкообразных воздухозаборников ПВРД.
Масса воздуха, заглатываемая воздухозаборниками за одну секунду dMa = rho*S*dh=rho*S*v*dt.
Считаем, что dt = 1 с.
Тогда
S=dMa/(rho*v),
где
rho=1,2 кг/м^3 - плотность воздуха,
v - скорость движения ракеты, м/с.
Если ракета движется на малой высоте(чуть выше уровня моря) со скоростью v=331 м/с (скорость звука), тогда требуемая суммарная площадь воздухозаборников S=10376,51/(1,2*331)=26,124 м^2.
То есть суммарная площадь сечения воздухозаборников почти в два раза превышает площадь сечения головной части ракеты "Зенит-3" 13,53 м^2.
Если будут установлены четыре ПВРД, то площадь сечения каждого из воронкообразных воздухозаборников должна быть 6,53 м^2, следовательно диаметр каждого воздухозаборника должен быть равным  2,88 м.

Но есть одно НО.
При одном и том же потреблении керосина ЖРД и ПВРД,  ПВРД будет выбрасывать массу сгоревших компонентов топлива в 4,54 раз большую, чем ЖРД!
Возможно, расход керосина для случая ПВРД завышен в 4,54 раза! Следовательно, секундный расход массы воздуха может быть меньшим в 4,54 раза! А это означает, что площадь сечения воздухозаборника уменьшается в 4,54 раза, а значит и диаметр воронкообразного воздухозаборника каждого из четырёх ПВРД уменьшится в 2.13 раз и составит 1,35 м. У ПВРД, получается, есть очевидное преймущество. Но это требует уточнения.

ЦитироватьХарактеристики ЖРД известны, а прямоточного двигателя - нет.

А вы для простоты считайте что характеристики ЖРД тоже неизвестны. И для простоты приймите что его масса и расход топлива тоже равны нулю. Уверяю вас: результат будет ещё более потрясающий!

ЦитироватьЖиву недалеко от Киева.

Блин, у вас там что - гнездо?  :evil:

ЦитироватьУ ПВРД очевидное преймущество - он должен давать большую тягу при одинаковом секундном расходе горючего (керосина), чем ЖРД!

Возьмите домкоат или лебёдку. У них преимущество ещё очевиднее - они создают тягу вообще не расходуя топлива.

Цитировать

ЦитироватьЖиву недалеко от Киева.

Блин, у вас там что - гнездо?  :evil:

А кто ещё кроме зюгсмана?

ЦитироватьА кто ещё кроме зюгсмана?

У них там шобла гениальных изобретателей. Серж, Прохожий и т.д.

Ha выcoтe 174 meтpa тяga PBRD 94 тoннc?
 быcтpo Bы paзoгнaлиcь.

Hедостаток Пврд.Его очень дорого отрабатывать.На стенде не получается.Только в летных испытаниях.
Поэтомy идут другим путем, бez Пврд.
С самолета сбрасывают ступень с  твердотопливным ракетным двигателем,или PDTT.
У  PDTT цена намного дешевле.

Tочность y вас не выше 1-2 цифр после запятои или вeca PVPD.Смысла нет в выводе многих цифр.

полезно было бы привести книги, какие уравнения используете.
Чтобы понять погрешность ваших рассчетов.Вы не даете ее.
Для расчета ПВРД используют  системы обыкновенных
дифференциальних уравнений и в частных производных.

Температура на высоте 10 км может падать до -55 Цельсия.
Скорость звука, расход зависят от температуры.Oнa нe paвнa 331 m/c.
Значит надо делать сопло, которое бы учитывалo скачки температуры при запуске зимои, летом.
Делать регулируемое сопло.Площадь критического сечения или выходного можно регулировать.
От этого зависят ваши  графики.

У конструкции есть проблема- вибрация двигателеи.ПВРД будут вызывать колебания давление в камерах сгорания ЖРД
Pакета с ПВРД будет испытывать большие вибрации, чем без них.

Полезно подписать горизонтальние оси,что это такое.Время в секундах,a нe высота в км или что-то другое,журналисты,студенты не поимут.

ЦитироватьУ ПВРД очевидное преймущество - он должен давать большую тягу при одинаковом секундном расходе горючего (керосина), чем ЖРД!

У ЖРД термодинамическая эффективность и так приближается к 100%. Выше 90%. Т.е. он всю химическую энергию преобразует в кинетическую энергию струи и ракеты. От того что кислород будет разбодяжен азотом - энергии больше не станет. Это факт.

Любые авиационные двигатели по такой эффективности сильно проигрывают ЖРД. А (Г)ПВРД самые неэффективные.
Если бы самолеты еще и окислитель с собой таскали, в авиации было бы совсем плохо. Но это уже другой вопрос.

Цитировать

ЦитироватьУ ПВРД очевидное преймущество - он должен давать большую тягу при одинаковом секундном расходе горючего (керосина), чем ЖРД!

У ЖРД термодинамическая эффективность и так приближается к 100%. Выше 90%. Т.е. он всю химическую энергию преобразует в кинетическую энергию струи и ракеты. От того что кислород будет разбодяжен азотом - энергии больше не станет. Это факт.

Любые авиационные двигатели по такой эффективности сильно проигрывают ЖРД. А (Г)ПВРД самые неэффективные.
Если бы самолеты еще и окислитель с собой таскали, в авиации было бы совсем плохо. Но это уже другой вопрос.

Вы правы в том, что температура горения керосина в воздухе будет меньше температуры горения керосина в кислороде.
T=Q*mk/((mk+ma)*C*X)=(43*10^6)/(15.9*1005*1.42)=1895,0 K
Q = 43*10^6 Дж/кг - теплота сгорани керосина в кислороде
mk - массовая доля керосина
ma - массовая доля воздуха
C = 1005 кг/K - теплоёмкость воздуха
X=1,42 - коэффициент, учитывающий увеличение теплоёмкости воздуха при температуре 2000 К

Если есть неточности в формуле расчёта температуры сгорания, пожалуйста поправьте, так как могу ошибиться.

В то же время температура горения керосина в кислороде будет более 3000 К, это можно будет уточнить.

Уменьшение температуры в камере сгорания выовет уменьшение скорости истечения продуктов сгорания на внутри сопла. Тогда придётся компенсировать секундным расходом рабочего тела.

ЦитироватьHa выcoтe 174 meтpa тяga PBRD 94 тoннc?
 быcтpo Bы paзoгнaлиcь.

Hедостаток Пврд.Его очень дорого отрабатывать.На стенде не получается.Только в летных испытаниях.
Поэтомy идут другим путем, бez Пврд.
С самолета сбрасывают ступень с  твердотопливным ракетным двигателем,или PDTT.
У  PDTT цена намного дешевле.

Tочность y вас не выше 1-2 цифр после запятои или вeca PVPD.Смысла нет в выводе многих цифр.

полезно было бы привести книги, какие уравнения используете.
Чтобы понять погрешность ваших рассчетов.Вы не даете ее.
Для расчета ПВРД используют  системы обыкновенных
дифференциальних уравнений и в частных производных.

Температура на высоте 10 км может падать до -55 Цельсия.
Скорость звука, расход зависят от температуры.Oнa нe paвнa 331 m/c.
Значит надо делать сопло, которое бы учитывалo скачки температуры при запуске зимои, летом.
Делать регулируемое сопло.Площадь критического сечения или выходного можно регулировать.
От этого зависят ваши  графики.

У конструкции есть проблема- вибрация двигателеи.ПВРД будут вызывать колебания давление в камерах сгорания ЖРД
Pакета с ПВРД будет испытывать большие вибрации, чем без них.

Полезно подписать горизонтальние оси,что это такое.Время в секундах,a нe высота в км или что-то другое,журналисты,студенты не поимут.

Тяга ПВРД зависит от высоты и динамического давления на входе воздухозаборника.
Попробую учесть Ваши замечания в части учёта температуры воздуха на разных высотах. Расчёты ориентировочные, для оценки зависимостей параметров от массы ракеты и тяги двигателей.
За ценные замечания спасибо!

ЦитироватьУ ЖРД термодинамическая эффективность и так приближается к 100%. Выше 90%. Т.е. он всю химическую энергию преобразует в кинетическую энергию струи и ракеты. От того что кислород будет разбодяжен азотом - энергии больше не станет. Это факт.

Угу. Но нам от движка нужна не энергия а импульс. Поэтому чем больше массы мы разгоняем (при той же энергии) - тем лучше. Уже упоминавшийся тут домкрат - разгоняет всю Землю в целом, поэтому так эффективен :)

ЦитироватьВы правы в том, что температура горения керосина в воздухе будет меньше температуры горения керосина в кислороде.
T=Q*mk/((mk+ma)*C*X)=(43*10^6)/(15.9*1005*1.42)=1895,0 K
Q = 43*10^6 Дж/кг - теплота сгорани керосина в кислороде

Но что это меняет в конечном счете? При проектировании ЖРД задача сводится к созданию оптимальных условий в камере сгорания, для полученя большего давления и температуры. Больше нужно что бы сопло получилось эффективнее, с большей степенью расширения. Тогда большая часть тепловой энергии преобразуется в кинетическую.
 В случае с воздухом, придется все пересчитывать и переделывать обычный керосиновый ЖРД, чтобы в итоге получить тот же высокий КПД и соответственно тот же импульс на килограмм керосина.

Импульс или кинетическую энергию кому как нравится. Исходный источник эти 43*10^6 Дж/кг и с воздухом и с кислородом одинаково.

В случае ПВРД не получится организовать процесс горения и расширения как в ЖРД.

Вторую версию таблицы не рекомендую скачивать. Там обнаружена ошибка - не учитывается расход керосина ПВРД.

О математической модели.
Частично воспроизводится математическая модель http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html
Допущения - ракеты летят строго вертикально, рассматривается только участок полёта первой ступени, массы ПВРД не учитываются.
Для определения ускорений, скоростей и высоты решаются дифференциальные уравнения методом Эйлера с шагом интегрирования dt (он же шаг времени в секундах).

Уравнение для ракеты с ПВРД:
dv/dt=(Fr+Frj-Fa)/m-g;

Уравнение для ракеты без ПВРД:
dv/dt=(Fr-Fa)/m-g;

    a=dv/dt - ускорение ракеты, м/с^2
    m - масса ракеты.
    g=9,81 м/с^2 - ускорение свободного падения на поверхности Земли.
   
В ходе интегрирования методом Эйлера кроме ускорения расчитываем рость ракеты v=vp+a*dt (vp-скорость ракеты на предыдущем шаге интегрирования) и высоту h=hp+v*dt (hp-высота ракеты на предыдущем шаге интегрирования)

Для ракеты с прямоточным двигателем:
    m=M0-dM-dmkrj
    dM - расход массы топлива РД-171
    dmwrj=rho*Sa*v*(1+1/L0) - секундный расход массы горючего ПВРД
    dmkrj=dmwrj/(1+L0) - секундный расход массы горючего ПВРД

Для ракеты без прямоточного двигателя:
    m=M-dM
    M- масса ракеты с заправленными баккми перед стартом
    dM - секундный расход массы топлива РД-171

Fr=7,4*10^6 Н - номинальная тяга ЖРД РД-171.
Frj0=7,4*10^6 Н - предполагаемая тяга ПВРД на высоте, близкой к уровню моря, при скорости движения, равной скорости звука C=345 м/с.

Frj=dmwrj*Verj - тяга ПВРД.
Verj - скорость истечения рабочего тела из камеры сгорания ПВРД на входе в сопло.
Verj принимается постоянной величиной.

Для обеспечения требуемого расхода рабочего тела ПВРД при номинальной тяге необходимо определить площадь сечения воздухозаборника ПВРД. Площадь сечения определяется для случая движения ракеты на высоте уровня моря, при этом для расчёта площади воздухозаборника необходимо лишь знать величины плотности воздуха rho0=1,22 кг/м^3, скорости звука C=345 м/с, стехиометрический коэффициент керосино-воздушной смеси L0=14,9 и скорости вытекания рабочего тела на выходе камеры скорания Verj=1749,5 м/с.
Отсюда получим требуемую площадь сечения воздухозаборника:
Sa=Frj0/(rho0*(1+1/L0)*C*Verj).
Раньше нельзя было построить адекватную модель без знания точной тебуемой величины площади воздухозаборника. Теперь такая возможность есть.

Плотность воздуха определяется следющим образом: rho=rho0*exp(-g*h*k/(C^2))
где rho0 - плотность воздуха у поверхности Земли,
     k=1,4 - показатель адиабаты воздуха,
     g=9,81 м/с^2 - ускорение свободного падения на поверхности Земли.
     h - высота, м,
     C - скорость звука в воздухе на уровне моря при температуре 298 К.

Расчёт плотности воздуха основан на упрощённой барометрической формуле (в будущем модель усложнится).

Сила сопротивления воздуха зависит от динамического давления Pd=rho*(v^2)/2,

Для ракеты без ПВРД сила сопротивления
Fa=Pd*S - сила, вызванная сопротивлением воздуха,
S - площадь сечения головного обтекателя ракеты.

Для ракеты с доплнительными ПВРД сила сопротивления
Fa=Pd*(S+Sa) - сила, вызванная сопротивлением воздуха,

Пока предлагаю скачивать четвёртую версию таблицы. В ней учтён расход керосина прямоточным двигателем, определяется площадь воздухозаборника, предусмотрен ввод суммарной массы прямоточных двигателей(по умолчанию 28000 кг).


Работа над моделью продолжается

(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/788495.jpg)

Добавлено 21.07.2012
Внимание!
Четвёртую версию удалил, так как в этой и во всех предыдущих версиях в модели ПВРД была неточность, которая давала завышенные значения тяги.
Поэтому скачивайте новые версии таблицы.

Теперь модель ПВРД выглядит так:

Для ракеты с прямоточным двигателем:
    m=M0-dM-dmkrj
    dM - расход массы топлива РД-171
    dmarj=rho*Sa*v - секундный расход массы воздуха
    dmkrj=dmarj/L0 - секундный расход массы горючего ПВРД

Frj0=7,4*10^6 Н - предполагаемая тяга ПВРД на высоте, близкой к уровню моря, при скорости движения, равной скорости звука C=345 м/с.

Frj=dmarj*(Verj-v)+dmkrj*Verj - тяга ПВРД.
Verj - скорость истечения рабочего тела из камеры сгорания ПВРД на входе в сопло.
Verj принимается постоянной величиной.

Отсюда получим требуемую площадь сечения воздухозаборника:
Sa=Frj0/(rho0*(C*Verj*(1+1/L0)-C^2)).

ЦитироватьHa выcoтe 174 meтpa тяga PBRD 94 тoннc?
 быcтpo Bы paзoгнaлиcь.

У поверхности Земли давление найбольшее. Поэтому обеспечивается найбольший массовый расход воздуха. Следовательно, большую тягу можно получить и на малых скоростях. Давайте грубо оценим.
Скорость v=60 м/с
Плотность воздуха rho0=1,3 кг/м3
Стехиометрический коэффициент керосино-воздушной смеси: L0=14,9
Скорость истечения рабочего тела из камеры сгорания Verj=1700 м/с
Суммарная площадь сечения воздухозаборников ПВРД Sa=8,8 м2
Масса воздуха, поступающая в воздухозаборники с суммарной площадью Sa при скорости движения ракеты v: (dma/dt)=rho0*dV/dt=rho0*Sa*dl/dt=rho0*Sa*v. (здесь V - объём, l - длинапути, который прошла ракета за 1 с, а v - скорость ракеты)
Найжём массу поступающего керосина в течение 1 секунды: (dmk/dt)=(dma/dt)/L0.
Сила тяги: Frj=(dma/dt)*(Verj-v)+(dmk/dt)*Verj=rho0*Sa*v*((Verj-v)+Verj/L0)=1,3*8,8*60*((1700-60)+1700/14,9)=1204010,1 Н (примерно 122732,94 тс)
Здесь не учтена зависимость плотности воздуха от высоты.

ЦитироватьHедостаток Пврд.Его очень дорого отрабатывать.На стенде не получается.Только в летных испытаниях.

По конструкции ПВРД боле простой, чем ракетный двигатель. Не исключаю, что есть неприятные особенности.
Но если его не делать многорежимным, то конструкция должна упроститься.
Что касается отработки. Гиперзвуковой прямоточник НЕ ПРЕДЛАГАЕТСЯ использовать. Предлагается обычный сверхзвуковой. На стенде, я думаю, создать нужное динамическое давление и нужный поток воздуха можно. В аэтодинамической трубе ведь проверяют характеристики летательных аппаратов, так почеу здесь нельзя создать нужный воздушный поток?

Цитироватьполезно было бы привести книги, какие уравнения используете.

Привёл в предыдущем сообщении. В него сегодня внёс множество изменений, улучшений и сделал уточнения.
Касаемо книги.
Дифференциальные уравнения движения ракеты составлены по формулам 2.2.1 на странице 69 книги
Баллистика летательных аппаратов. Сихарулидзе Ю. Г.-М.:Наука. 1982.

ЦитироватьЧтобы понять погрешность ваших рассчетов.Вы не даете ее.
Для расчета ПВРД используют  системы обыкновенных
дифференциальних уравнений и в частных производных.

Про погрешность. Делается КАЧЕСТВЕННОЕ сравнение. Поргешность, естественно есть. Тем более метод Эйлера.

ЦитироватьТемпература на высоте 10 км может падать до -55 Цельсия.
Скорость звука, расход зависят от температуры.Oнa нe paвнa 331 m/c.
Значит надо делать сопло, которое бы учитывалo скачки температуры при запуске зимои, летом.
Делать регулируемое сопло.Площадь критического сечения или выходного можно регулировать.
От этого зависят ваши  графики.

Попробую ввести в модель уточнённые зависимости температуры и давлеения от высоты согласно ГОСТ 4401-81. Но это в будущем. Дело достаточно трудоёмкое, так как придётся часто использовать операторы условий. Пока использую упрощённую модель для сравнительной оценки динамики движения двух ракет.
Что касается регулируемых сопел... это должны решать разработчики, я таковым не являюсь.

ЦитироватьУ конструкции есть проблема- вибрация двигателеи.ПВРД будут вызывать колебания давление в камерах сгорания ЖРД
Pакета с ПВРД будет испытывать большие вибрации, чем без них.

Тут я не могу ни согласиться ни возразить.

ЦитироватьПолезно подписать горизонтальние оси,что это такое.Время в секундах,a нe высота в км или что-то другое,журналисты,студенты не поимут.

Сделал.

Изменения коснулись модели ПВРД и появилась возможность менять угол наклона ракеты (угол тангажа) в диапазоне от 60 до 90 градусов, расчёты перенесены на другой лист. Угол наклона ракеты неизменен на всей тракетории полёта, для упрощения расчётов, для сравнения подходит.
Ускорения, скорости  и расстояния расчитываются в двух проекциях.
Определяется полное использование компонентов топлива - после выработки одного из компонентов топлива сила тяги равняется нулю. Это касается двух ракет. Свидетельством выработки является скачкообразное уменьшение величины ускорения и начало уменьшения скорости, по времени эти два события совпадают для одной и той же ракеты. При этом, по инерции ракеты продолжают набирать высоту. Время выработки топлива зависит от расхода топлива и зависит от количества компонентов топлива в баках.

Касаемо модели:

Добавлено 21.07.2012
Внимание!
Четвёртую версию удалил, так как в этой и во всех предыдущих версиях в модели ПВРД была неточность, которая давала завышенные значения тяги.

Теперь модель ПВРД выглядит так:

Для ракеты с прямоточным двигателем:
    m=M0-dM-dmkrj
    dM - расход массы топлива РД-171
    dmarj=rho*Sa*v - секундный расход массы воздуха
    dmkrj=dmarj/L0 - секундный расход массы горючего ПВРД

Frj0=7,4*10^6 Н - предполагаемая тяга ПВРД на высоте, близкой к уровню моря, при скорости движения, равной скорости звука C=345 м/с.

Выражение для определения тяги воздушно-реактивных двигателей можно найти на стр. 53 (формула 106) в книге: Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. В 2 ч. Ч. 1. Учеб. руководство: для втузов. - 5-е изд. перераб и доп. М. Наука.-Глав. ред. физ-мат. лит.-1991.

Frj=dmarj*(Verj-v)+dmkrj*Verj - тяга ПВРД.
Verj - скорость истечения рабочего тела из камеры сгорания ПВРД на входе в сопло.
Verj принимается постоянной величиной.

Отсюда получим требуемую площадь сечения воздухозаборника:
Sa=Frj0/(rho0*(C*Verj*(1+1/L0)-C^2)).

О дифференциальных уравнениях
Система уравнений для ракеты с ПВРД:
dvy/dt=(Fr+Frj-Fa)*sin(Teta)/m-g;
dvx/dt=(Fr+Frj-Fa)*cos(Teta)/m;

Система уравнений для ракеты без ПВРД:
dvy/dt=(Fr-Fa)*sin(Teta)/m-g;
dvx/dt=(Fr-Fa)*cos(Teta)/m;

    ay=dvy/dt - вертикальная проекция ускорения ракеты, м/с^2
    ax=dvx/dt - горизонтальная проекция ускорения ракеты, м/с^2

    m - масса ракеты.
    g=9,81 м/с^2 - ускорение свободного падения на поверхности Земли.
   
В ходе интегрирования методом Эйлера кроме ускорения расчитываем скорость ракеты
где
вертикальная проекция скорости vy=vpy+ay*dt (vpy - вертикальная проекция скорости ракеты на предыдущем шаге интегрирования)
горизонтальная проекция скорости vx=vpx+ax*dt (vpx - горизонтальная проекция скорости ракеты на предыдущем шаге интегрирования)
высота h=hp+vy*dt (hp-высота ракеты на предыдущем шаге
интегрирования)
длина пути в горизонтальной проекции x=xp+vx*dt (xp-длина пути в горизонтальной проекции на предыдущем шаге интегрирования)


Открывается в LibreOffice и OpenOffice.org: http://narod.ru/disk/57204871001.83c754d7803c7e109ef1103afa415bdf/Rocket%20with%20Ramjets-5.ods.html

Открывается в Excel: http://narod.ru/disk/57204972001.6ae82bdd618a5c058d8252223a6301f5/Rocket%20with%20Ramjets-5.xls.html


Один из результатов моделирования: в ракете с ПВРД кислорода на 20 тонн меньше, а керосина на 1 тонну больше, чем в ракете без ПВРД. При этом масса ракеты с ПВРД на 1 тонну больше.
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/790917.jpg)

Топливо в ракете с ПВРД закончилось на 120,5-й секунде.
Параметры ракеты с ПВРД в этот момент были такие:
Высота 98588,7 м
Модуль скорости 2085,7 м/с.
Параметры ракеты без ПВРД в этот момент были такие:
Высота 69546,7 м
Модуль скорости 1793 м/с.
Масса оставшихся компонентов топлива 27670 кг.
У ракеты без ПВРД топливо закончилось на 132 секунде
на высоте 90575,1 м
с модулем скорости 2221,44 м/с.

Ракета с ПВРД набирает высоту и скорость быстрее. При этом компоненты топлива в ракете с ПВРД тоже расходуются быстрее и двигатели отключаются раньше.

По результатам моделирования видно, что ПВРД дают тягу при скоростях до 4 М на высотах до 40 км.
Максимальная тяга ПВРД достигается на высоте 3722 м при модуле скорости 362 м/с. Далее тяга ПВРД падает и на высоте 40 км становится нулевой.

PS
Моё любопытство удовлетворено, поэтому дальнейшее развитие данной темы не является для меня злободневным.

С уважением

Эффект от применения сверхзвуковых прямоточных двигателей на первой супени ракет-носителей будет не таким уж значительным. И по времени это затянется на долгие годы, если не на десятилетия. А к тому времени (через 10 лет) уже будут активно применяться многоразовые авиационно-космические системы.

Посторонний писал

ЦитироватьА к тому времени (через 10 лет) уже будут активно применяться многоразовые авиационно-космические системы.

А какие системы по вашему? Чтоб через 10 лет, пора хоть из фанеры макеты делать.

ЦитироватьИзменения коснулись модели ПВРД и появилась возможность менять угол наклона ракеты (угол тангажа) в диапазоне от 60 до 90 градусов, расчёты перенесены на другой лист. Угол наклона ракеты неизменен на всей траектории полёта, для упрощения расчётов, для сравнения подходит.
 .....
PS
Моё любопытство удовлетворено, поэтому дальнейшее развитие данной темы не является для меня злободневным.
С уважением

С моей точки зрения вы только что вышли на интересные результаты. которые стоило бы попытаться просчитать дальше, заложив новую траекторию, с изменением угла тангажа в процессе полета, для создания более пологой траектории разгона. Тогда можно было изменить и соотношение запаса горючего и окислителя, сохранив общую массу горючего на ступени.

З.Ы. В легенде на строке 51 ошибка, в обоих случаях цвет линии графика назван красным ;).

Цитировать

ЦитироватьИзменения коснулись модели ПВРД и появилась возможность менять угол наклона ракеты (угол тангажа) в диапазоне от 60 до 90 градусов, расчёты перенесены на другой лист. Угол наклона ракеты неизменен на всей траектории полёта, для упрощения расчётов, для сравнения подходит.
 .....
PS
Моё любопытство удовлетворено, поэтому дальнейшее развитие данной темы не является для меня злободневным.
С уважением

С моей точки зрения вы только что вышли на интересные результаты. которые стоило бы попытаться просчитать дальше, заложив новую траекторию, с изменением угла тангажа в процессе полета, для создания более пологой траектории разгона. Тогда можно было изменить и соотношение запаса горючего и окислителя, сохранив общую массу горючего на ступени.

З.Ы. В легенде на строке 51 ошибка, в обоих случаях цвет линии графика назван красным ;).

Нет никаких "интересных" результатов. Весь "эффект", и то при явно заниженной массе ПВРД, укладывается в погрешность расчетов. Идея "выполаживания" траектории тоже не слишком плодотворна: выигрыш в среднетраекторном УИ на 1-й ступени будет нивелироваться ростом аэродинамических потерь и потерь на управление.

Цитировать

ЦитироватьИзменения коснулись модели ПВРД и появилась возможность менять угол наклона ракеты (угол тангажа) в диапазоне от 60 до 90 градусов, расчёты перенесены на другой лист. Угол наклона ракеты неизменен на всей траектории полёта, для упрощения расчётов, для сравнения подходит.
 .....
PS
Моё любопытство удовлетворено, поэтому дальнейшее развитие данной темы не является для меня злободневным.
С уважением

С моей точки зрения вы только что вышли на интересные результаты. которые стоило бы попытаться просчитать дальше, заложив новую траекторию, с изменением угла тангажа в процессе полета, для создания более пологой траектории разгона. Тогда можно было изменить и соотношение запаса горючего и окислителя, сохранив общую массу горючего на ступени.

З.Ы. В легенде на строке 51 ошибка, в обоих случаях цвет линии графика назван красным ;).

Спасибо за добрые слова. Эти расчёты всё-таки позволяют выявить ряд закономерностей, хотя многие вещи не учтены в модели.
Дмитрий В. во многом всё-таки прав. Вопрос с погрешностями - больной, из-за накаливающихся погрешностей решение идёт вразнос уже при заданном угле тангажа 45 градусов и менее.
Если будет время, попробую сделать меньший угол тангажа на начальном участке траектории с постепенным его увеличением при наборе высоты.

Касаемо цвета графиков.
Вы нашли ошибку.
Правильно должно быть так:
Синие графики - для ракеты без ПВРД.
Красные графики - для ракеты с ПВРД.
Спасибо, что указали на ошибку.

ЦитироватьНет никаких "интересных" результатов. Весь "эффект", и то при явно заниженной массе ПВРД, укладывается в погрешность расчетов. Идея "выполаживания" траектории тоже не слишком плодотворна: выигрыш в среднетраекторном УИ на 1-й ступени будет нивелироваться ростом аэродинамических потерь и потерь на управление.

Массу ПВРД можно увеличить. В ячейке M20 на листе "Графики" Вы можете задать величину не 20000 кг, а, например. 40000 кг.
Что касается погрешности. Система ДУ решается методом Эйлера. Решение достаточно грубое. Устойчивость решения теряется почему-то при угле тангажа 45 градусов и меньше. Попробую ещё уменьшить шаг интегрирования. Признаю.
Что касается аэродинамических потерь. Максимум тяги ПВРД в данном случае приходится на скорость, чуть большую, чем скорость звука. Затем по мере набора высоты тяга падает, плотнось воздуха падает, скорость ракеты увеличивается и высота увеличивается. Аэродинамические потери пропорциональны квадрату скорости.

Посторонний, комбинацией ВРД с вертикальным стартом вы сами себя загоняете в логическую ловушку.

с одной стороны вы предлагаете использовать преимущества атмосферы, а с другой не используете несущую способность этой самой атмосферы.

вертикальный старт ведет к перетяжелению конструкции и снижению и так невысокого выигрыша. фактически вы тащите ваши движки балластом до М1. как раз там, где расход топлива максимальный.

поскольку вы все равно выходите на пологую траекторию и получаете высокие поперечные нагрузки и лобовое сопротивление (утяжеление конструкции), то имеет смысл сразу стартовать горизонтально на ВРД. в этом случае вы существенно снизите потребую мощность двигателей (как минимум втрое) и соответственно массу двигателей.

переходите уже к классическому АКСу.

скайлон нам канеш пока не построить, но двухступенчатое чудо вполне.

ЦитироватьПосторонний, комбинацией ВРД с вертикальным стартом вы сами себя загоняете в логическую ловушку.

с одной стороны вы предлагаете использовать преимущества атмосферы, а с другой не используете несущую способность этой самой атмосферы.

вертикальный старт ведет к перетяжелению конструкции и снижению и так невысокого выигрыша. фактически вы тащите ваши движки балластом до М1. как раз там, где расход топлива максимальный.

поскольку вы все равно выходите на пологую траекторию и получаете высокие поперечные нагрузки и лобовое сопротивление (утяжеление конструкции), то имеет смысл сразу стартовать горизонтально на ВРД. в этом случае вы существенно снизите потребую мощность двигателей (как минимум втрое) и соответственно массу двигателей.

переходите уже к классическому АКСу.

скайлон нам канеш пока не построить, но двухступенчатое чудо вполне.

Возможно, Вы правы. Попробую добавить возможность посчитать старт ракеты с ПВРД с горизонтального положения. Но это будет очень грубая, оценочная модель. Угол тангажа будет тупо задаваться по математической формуле. Он будет линейно зависеть от высоты в определённом диапазоне высот, где ПВРД работает с найбольшей отдачей. Величины углов и диапазон высот можно будет изменять вручную.

Предлагается новая 6-я версия модели. Параметры модели те же самые, что и в версии 5, только теперь можно задавать угол тангажа при старте и при выходе из плотных слоёв атмосферы.
В модели угол тангажа линейно зависит от высоты при полёте в плотных слоях атмосферы. При выходе из плотных слоёв атмосферы угол тангажа остаётся постоянным.
У ракеты с ПВРД есть ещё один параметр: угол тангажа ракеты с ПВРД в области найбольшей тяги ПВРД, который задаётся для уровня между высотой старта и верхней границей плотных слоёв атмосферы. Высота старта и верхняя граница плотных слоёв атмосферы одинакова для обеих ракет, как и углы тангажа в этих двух точках.

Шаг интегрирования 0,1 с. В предыдущей версии был шаг 0,25 с. А в самых первых версиях был шаг интегрирования 1 с. Уменьшение шага интегрирования не устранило неустойчивость решения в некоторых режимах. Увы.

Файл, который открывается в LibreOffice и OpenOffice.org: http://narod.ru/disk/58927121001.fb0a0a068694e39a17a74c5d303260c5/Rocket%20with%20Ramjets-6.ods.html

Файл, который открывается в Microsoft Excell: http://narod.ru/disk/58927164001.1a52853f0a809478365e6f5e92275820/Rocket%20with%20Ramjets-6.xls.html

Не получается отмоделировать старт с горизонтального положения, так как решение теряет устойчивость. Решение более всего заслуживает доверия при старте в вертикальном положении.
Решение можно получить при старте под углом от 45 до 90 градусов.

Моделирование случая, когда угол тангажа во время старта равен 50 градусов (две картинки подряд, на нижней картинке в правом нижнем углу показана зависимость суммарной тяги ПВРД (в ньютонах) от высоты (в метрах))
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/792215.jpg)
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/792216.jpg)
Мне такое поведение кажется странным, то есть при меньшем угле тангажа при старте ракета летит резвее. Уменьшение угла тангажа высотах 2 км и более (область "найбольшей тяги ПВРД" в плотных слоях атмосферы, как я думал раньше), то есть создание дополнительной точки перегиба, к существенному улучшению динамики полёта не приводит. По крайней мере, улучшения не увидел. Увы.

Моделирование случая, когда угол тангажа во время старта равен 90 градусов (в правом нижнем углу показана зависимость суммарной тяги ПВРД (в ньютонах) от высоты (в метрах))
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/794718.jpg)
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/792217.jpg)

Надо разобраться, не допустил ли я где-то ошибку.

Разобрался, почему не получается моделировать при углах тангажа менее 45 градусов во время старта - это связано с тем, что в уравнении ускорения для вертикальной составляющей производится вычитание величины ускорения свободного падения. То есть проекция силы тяги двигателя не превышает силу тяготения Земли.

Понял также, почему совершенно бесполезен дополнительный пологий участок в плотных слоях атмочферы. Чем меньше угол тангажа на этом участке, тем дальше будет лететь ракета по горизонтали, но не вверх! Поэтому для улучшения динамики ракеты с ПВРД важно делать меньшим угол тангажа во время старта. Но это нужно перепроверять.

С уважением

да че вы все паритесь с моделью для вертикального старта. берите в качестве базы самоль. например ту-160 или SR-71 и делайте двуступ. все данные по ним уже известны.

лепите уже к нему дополнительно пару ПВРД тягой примерно 0,5 от массы системы в момент их запуска.

разгоняйте сперва до 3М, а потом уже до 5М. пускайте вашу вторую ступень и будет вам щастье.

Цитироватьда че вы все паритесь с моделью для вертикального старта. берите в качестве базы самоль. например ту-160 или SR-71 и делайте двуступ. все данные по ним уже известны.

лепите уже к нему дополнительно пару ПВРД тягой примерно 0,5 от массы системы в момент их запуска.

разгоняйте сперва до 3М, а потом уже до 5М. пускайте вашу вторую ступень и будет вам щастье.

Это можно попробовать на модели. Но для того, чтобы решение не уходило в разнос, необходимо задавать начальные горизонтальную и вертикальную составляющие скорости величиной не менее 200 м/с. Причём вертикальная составляющая скорости в этом случае должна быть с  величиной не менее 200 м/с, иначе решение потеряет устойчивость. Угол тангажа должен быть не менее 30 градусов в этом случае. иначе решение теряет устойчивость. На больших высотах ракету с ПВРД запускать нет смысла, так как ПВРД не хватит воздуха для получения найбольшей тяги.

При начальных вертикальной и горизонтальной составляющих скорости  величиной 400 м/с и на высоте 2000 м приугле тангажа на старте 45 градусов особого выигрыша не видно. Ракета без ПВРД наберёт большую скорость, чем ракета с ПВРД. Это касается старта с самолёта.

Пока не видно особого выигрыша на самолётном старте.

зачем вам моделировать самолетную компоненту?

примите как начальнае условия для старта второй ступени 5М и 40-45 км высоты (что реально достижимо на нынешнем уровне техники). а разогнать до этой скорости и высоты двуступ стартовой массой 300 тонн вам будет стоить максимум 15 тонн керосина.

причем вторая ступень будет иметь массу примерно 100 тонн.

при этих граничных условиях система будет с одной стороны реализуема и с другой стороны наиболее экономична (при условии минимум 50 стартов в год).

Цитироватьзачем вам моделировать самолетную компоненту?

примите как начальнае условия для старта второй ступени 5М и 40-45 км высоты (что реально достижимо на нынешнем уровне техники). а разогнать до этой скорости и высоты двуступ стартовой массой 300 тонн вам будет стоить максимум 15 тонн керосина.

причем вторая ступень будет иметь массу примерно 100 тонн.

при этих граничных условиях система будет с одной стороны реализуема и с другой стороны наиболее экономична (при условии минимум 50 стартов в год).

Промоделировал несколько при других условиях.
Очень трудно получить устойчивое решение. А то, что получается - весьма ориентировочное.
Масса обеих ракет - около 200 тонн.
Сумма масс ПВРД принята равной 20 тонн. Массу ПВРД пришлось компенсировать уменьшением массы компонентов топлива на ракете с ПВРД.
Тяга ЖРД обеих ракет задана равной половине тяги двигателя РД-171.
Стартуют под углом 10 градусов на высоте 4000 м.
Горизонтальная составляющая скорости во время старта 700 м/с.
Вертикальная составляющая скорости во время старта 200 м/с. (при меньшей вертикальной скорости решение для ракеты без ПВРД становится странным)
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/793063.jpg)
По-моему динамика ракеты с ПВРД всё-таки хуже динамики ракет без ПВРД.
Во-первых компоненты топлива ракеты с ПВРД расходуются быстрее при одинаковой массе компонентов топлива для обеих видов ракет и почти одинаковой массе ракет.
Во-вторых скорость в момент отключения двигателя у ракеты с ПВРД будет выше. Но ракета без ПВРД всё равно улетит выше и будет иметь большую скорость после выработки топлива. При любых углах тангажа во время старта, длинга пробега ракет с ПВРД будет короче, но скорость в момент полной выработки горючего будет выше, чем у ракеты без ПВРД, которая ещё не выработала горючее и продолжает лететь дальше в этот же момент времени.

Оговорюсь сразу, для ракеты с ПВРД подобрано относительно хорошее соотношение массы компонентов топлива и суммарной массы ракеты. Обычно решения выглядят гораздо скромнее по сравнению с ракетой без ПВРД.

Добавлено 31.07.2012
В ДАННОМ РАСЧЁТЕ ЗАДАЧА ПОСТАВЛЕНА НЕКОРРЕКТНО!
Ракета с ПВРД при заданных начальных условиях всё время летит с углом тангажа 80 градусов, то есть заданы не равные условия для обеих ракет.
Смотрите два моих следующих сообщения.

ЦитироватьПо-моему динамика ракеты с ПВРД всё-таки хуже динамики ракет без ПВРД.
Во-первых компоненты топлива ракеты с ПВРД расходуются быстрее при одинаковой массе компонентов топлива для обеих видов ракет и почти одинаковой массе ракет.

Простите, а почему у вас траектория ракеты без ПВРД более пологая, чем с ПВРД? Мне-то казалось, что должно быть наоборот.....

выкиньте модель :-)

При одинаковой тяге ВРД имеет в 8-10 раз меньший расход горючего, чем расход обоих компонентов ЖРД.

учитывая, что потребная тяга врд и пврд при самолетном старте в три раза меньше таковой у жрд при вертикальном старте, получим расход врд+пврд в 25 раз меньший такового у жрд.

грубо прикинув, вам нужно в 20-25 раз меньше топлива на авиационной ступени.

это снижение массы топлива компенсируется утяжелением конструкции за счет двигателей (врд + пврд) и необходимости противостоять намного более серьезным поперечным нагрузкам (байкал).

Цитировать

ЦитироватьПо-моему динамика ракеты с ПВРД всё-таки хуже динамики ракет без ПВРД.
Во-первых компоненты топлива ракеты с ПВРД расходуются быстрее при одинаковой массе компонентов топлива для обеих видов ракет и почти одинаковой массе ракет.

Простите, а почему у вас траектория ракеты без ПВРД более пологая, чем с ПВРД? Мне-то казалось, что должно быть наоборот.....

Могу объяснить.
Угол тангажа teta линейно зависит от h
teta(h)=teta0+(h-h0)*(teta1-teta0)/(h1-h0),      (1)
где
teta0 - угол тангажа на высоте h0
teta1 - угол тангажа на высоте h1
причём h1>h0.
Для ракеты без ПВРД задаются только две величины угла для двух разных высот: на высоте старта h0 и на верхней границе плотных слоёв атмосферы.
То есть в расчёте, приведенном в предыдущем сообщении, высота старта ho=Hs=4000 м, а верхняя граница плотных слоёв атмосферы h1=Ha=12000 м. Эти две величины одинаковы как для ракеты без ПВРД, так и для ракеты с ПВРД. Но для задания функции угла тангажа в пределах плотных слоёв атмосферы применительно к ракете без ПВРД используются только две опорные точки - высота старта и верхняя граница плотных слоёв атмосферы.
Для задания углв тангажа в плотных слоях атмосферы применительно к ракете с ПВРД используются ТРИ опорные точки: высота старта Hs, высота области найбольшей тяги ПВРД Hf и верхняя граница плотных слоёв атмосферы Ha.
То есть плотные слои атмосферы разделены на две области: нижнюю (между высотами Hf и Hs) и верхнюю (между высотами Ha и Hf).
Для каждого из этих двух слоёв зависимость угла тангажа от высоты своя и описывается формулой (1).
Для нижнего слоя:

Цитироватьвыкиньте модель :-)

При одинаковой тяге ВРД имеет в 8-10 раз меньший расход горючего, чем расход обоих компонентов ЖРД.

учитывая, что потребная тяга врд и пврд при самолетном старте в три раза меньше таковой у жрд при вертикальном старте, получим расход врд+пврд в 25 раз меньший такового у жрд.

грубо прикинув, вам нужно в 20-25 раз меньше топлива на авиационной ступени.

это снижение массы топлива компенсируется утяжелением конструкции за счет двигателей (врд + пврд) и необходимости противостоять намного более серьезным поперечным нагрузкам (байкал).

Предполагаем, что ракеты стартовали с самолёта под улом 10 градусов со скоростями:
горизонтальной 700 м/с
вертикальной 200 м/с.
Ракетный двигатель в обеих ракетах работает с постоянной тягой начиная со старта с самолёта до полной выработки компонентов топлива.

Переделал расчёт
Для ракеты с ПВРД

эт че, типа америка?

насколько мне известно, космические и баллистические ракеты последние 70 лет стартовали и стартуют вертикально.

Цитироватьэт че, типа америка?

насколько мне известно, космические и баллистические ракеты последние 70 лет стартовали и стартуют вертикально.

Не все.

Цитировать

Цитироватьэт че, типа америка?

насколько мне известно, космические и баллистические ракеты последние 70 лет стартовали и стартуют вертикально.

Не все.

Ракета "Pegasus" стартует горизонтально. Вы её имели в виду?
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%81_%28%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82%D0%B0-%D0%BD%D0%BE%D1%81%D0%B8%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C%29
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/50006.jpg)

имя, сестра

это воздушный старт, который кагбе не только ракета. так шo мимо кассы.

не совсем понятно, если стартовая масса с ПВРД меньше на 20 тонн и тяга одинакова, почему динамика практически одинакова? Или я не так читаю графики?

вообще говоря, данных очень много. Нельзя ли сводный результат - скажем, тяга от времени, высота и/или скорость от времени, параметры на момент сброса ПВРД - высота, скорость, масса для обеих вариантов?

Просто в этой простыне действительно трудно разбираться не ее автору. То-есть все написано, конечно, но блин гонять в окне браузера туда-сюда...

Спасибо.

и еще - не вполне понятно с ускорением. Действительно 16 G?
непонятно, почему после 100-й секунды (отстрел ПВРД?) динамика разная - ведь оба варианта идут на ЖРД дальше?
С траекторией непонятно, как график интерпретировать.
Мне непонятно, естественно. Поясните, если можно.

Цитироватьэт че, типа америка?

насколько мне известно, космические и баллистические ракеты последние 70 лет стартовали и стартуют вертикально.

http://space.skyrocket.de/doc_lau/m-5.htm
http://www.b14643.de/Spacerockets_1/Japan/M-V/Gallery/M-V-1.htm
http://www.b14643.de/Spacerockets_1/Japan/M-V/Gallery/M-V-2.htm

Цитироватьне совсем понятно, если стартовая масса с ПВРД меньше на 20 тонн и тяга одинакова, почему динамика практически одинакова? Или я не так читаю графики?

Потому что уменьшена масса окислителя на 40 тонн по сравнению с ракетой без ПВРД. Суммарная масса ракеты за счёт этого уменьшилась на 20 тонн, даже с учётом массы ПВРД 20 тонн.
В таблице с расчётными данными Вы можете увидеть массовый расход окислителя и расход горючего для случая ракеты с ПВРД и остаток невыработанных компонентов топлива.

Цитироватьвообще говоря, данных очень много. Нельзя ли сводный результат - скажем, тяга от времени, высота и/или скорость от времени, параметры на момент сброса ПВРД - высота, скорость, масса для обеих вариантов?

Просто в этой простыне действительно трудно разбираться не ее автору. То-есть все написано, конечно, но блин гонять в окне браузера туда-сюда...

Спасибо.

На первой странице приведены исходные данные, ниже показаны графики основных параметров, на большее количество графиков, увы места не хватает, иначе не поместиться на экран. Но можно посмотреть таблицу с расчётными данными на следующей странице. Там же в ячейках можно видеть формулы таблицы. Многие пояснения даны в сообщениях данной темы раньше, можете посмотреть их. Если необходимо пояснить ещё, попробую.

Цитироватьи еще - не вполне понятно с ускорением. Действительно 16 G?
непонятно, почему после 100-й секунды (отстрел ПВРД?) динамика разная - ведь оба варианта идут на ЖРД дальше?
С траекторией непонятно, как график интерпретировать.
Мне непонятно, естественно. Поясните, если можно.

Если ракета относительно лёгкая и мощные двигатели, тогда вполне может быть. Масса ракеты и комоненов топлива и тяга двигателей брались "с потолка". Это было сделано с целью выяснения закономерностей. Хочу ещё раз заметить, что моделирование старта под углом сопровождается возможным накоплением больших ошибок, поэтому большее доверие внушает на данной модели именно вертикальный старт. Даже в этом случае доверие к решению не может быть безграничным, так как используется очень простой метод решения - метод Эйлера, который имее гораздо меньшую точность и большие ошибки, по сравнению с методами Рунге-Кутты более высокого порядка. В ряде случаев решение идёт вразнос, хотя шаг интегрирования уже уменьшен в 10 раз по сравнению с первыми версиями. Но решение позволяет увидеть ряд закономерностей.

Цитироватьимя, сестра

Японец, Мю-5.

Кстати, про Пегас я и не подумал :)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/26208.jpg)


А, кстати, а "танцующую" ракету сюда отнести можно?

ребят, в контексте обсуждаемых рассчетов уважаемого постороннего японец все же стартует вертикально, иначе мы дойдем до того, что все ракеты стартуют не вертикально.

тем более, что через десяток секунд угол у любой ракеты уже не 90°

имхо, в контексте обсуждения вертикально все что не воздушный старт (зенитные ракеты вне обсуждения).

Спасибо, но есть взаимное непонимание:
1) не почему масса меньше, а почему динамика так моло отличается? Я неправильно читаю графики?
2) почему после ~100 секунды динамика отличается так сильно? ведь ПВРД я так понимаю уже нет и ракеты должны вести себя идентично (с поправкой на разницу в массе, см вопрос 1)?
3) я прошу уменьшить кол-во информации ) Некий финальный итог по ключевым параметрам, аннотированный.

ЦитироватьСпасибо, но есть взаимное непонимание:
1) не почему масса меньше, а почему динамика так мало отличается? Я неправильно читаю графики?
2) почему после ~100 секунды динамика отличается так сильно? ведь ПВРД я так понимаю уже нет и ракеты должны вести себя идентично (с поправкой на разницу в массе, см вопрос 1)?
3) я прошу уменьшить кол-во информации ) Некий финальный итог по ключевым параметрам, аннотированный.

1) Это только кажется, что мало отличается. Скорость у ракеты с ПВРД всё-таки немного больше. Зато можно сравнить высоты в момент полной выработки топлива в ракете с ПВРД (это произошло на 97-й секунде):
высота ракеты без ПВРД 43356,3 м,
высота ракеты с ПВРД 60846,1 м.
Модули скорости в тот же момент времени:
модуль скорости ракеты без ПВРД 1942,1 м/с,
модуль скорости ракеты с ПВРД 2250,3 м/с.
разница не большая в данном случае.

2) После 96 секунды двигатели ракеты с ПВРД полностью прекращают работу, так как топливо было полностью израсходовано в этот момент времени. Но считаем, что первая ступень не отделяется и все ступени ракет летят вместе после отключения двигателей первой ступени. В данном случае интерес представляет высота, до которой долетит ракета до выключения двигателей первой ступени. Ракета с ПВРД продолжает лететь дальше по инерции и скорость ракеты постепенно уменьшается. Ракета без ПВРД продолжает лететь с ускорением, так как в баках остались компоненты топлива массой 60249 кг и двигатель продолжает работать.

После того, как ПВРД перестают давать тягу, они не отбрасываются от первой ступени, считаем, что они на ней закреплены жёстко.

Разделение ступеней и полёт других ступеней не моделируется, так как для сравнения динамики полёта ракет с ПВРД и без ПВРД найбольший интерес представляет участок с работающими двигателями первой ступени.

3) Можно сделать вывод, что классические ракеты без ПВРД во многих случаях превосходят ракеты с ПВРД. Ракеты с ПВРД дают большее ускорение и большую скорость на начальном участке полёта ракеты-носителя, если тяга двигателя достаточна для этого, но компонеты топлива в ракете с ПВРД вырабатываются быстрее и массу окислителя можно уменьшить. В случае лёгких ракет ПВРД являются балластом, а в случае тяжёлых ракет они дают некоторый выигрыш по скорости и высоте до момента полной выработки топлива, так показало моделирование. Вы тоже можете сравнить, задавая различную массу ступеней и компонентов топлива. Ссылку на последнюю версию таблицы я давал раньше, Вы можете скачать и попробовать.

ага, проясняется.
такой вопрос - почему после 96 секунды по инерции? у вас считается разве не пврд+жрд против жрд?

Цитироватьребят, в контексте обсуждаемых рассчетов уважаемого постороннего японец все же стартует вертикально, иначе мы дойдем до того, что все ракеты стартуют не вертикально.

Нет. Все ракеты стартуют вертикально. А японцы, но только серий Лямбда и Мю - под наклоном.

Цитировать

Цитироватьребят, в контексте обсуждаемых рассчетов уважаемого постороннего японец все же стартует вертикально, иначе мы дойдем до того, что все ракеты стартуют не вертикально.

Нет. Все ракеты стартуют вертикально. А японцы, но только серий Лямбда и Мю - под наклоном.

Старый, а ракету БЖРК, которая в момент запуска двигателя находится под углом к поверхности сюда отнести можно?

Цитировать

Цитироватьребят, в контексте обсуждаемых рассчетов уважаемого постороннего японец все же стартует вертикально, иначе мы дойдем до того, что все ракеты стартуют не вертикально.

Нет. Все ракеты стартуют вертикально. А японцы, но только серий Лямбда и Мю - под наклоном.

фух, а то я уж испугался :-)

давай мы с тобой договоримся, что 90° +/- 15-20° это вертикальный старт, а все что вне этих пределов уже не вертикальный :-)

а японцев лесом пошлем. нехрен выеживатъся :-)

Цитировать

Цитировать

Цитироватьребят, в контексте обсуждаемых рассчетов уважаемого постороннего японец все же стартует вертикально, иначе мы дойдем до того, что все ракеты стартуют не вертикально.

Нет. Все ракеты стартуют вертикально. А японцы, но только серий Лямбда и Мю - под наклоном.

Старый, а ракету БЖРК, которая в момент запуска двигателя находится под углом к поверхности сюда отнести можно?

так любая ракета находится под углом. хоть пол градуса, но есть.

в своей модели посторонний считал не +/-10°, а совсем другие градусы :-)

Цитироватьдавай мы с тобой договоримся, что 90° +/- 15-20° это вертикальный старт, а все что вне этих пределов уже не вертикальный :-)

Не. Японские твердотпливные принципиально стартуют под углом. В этом их принцип действия. Вертикально они не стартуют. Видели: их собирают вертикально а потом наклоняют.

Цитироватьа японцев лесом пошлем. нехрен выеживатъся :-)

Ну если только. :)

Вот, кстати, насчёт Скаутов у меня ещё сомнения...
 Не, вертикально.

старый не рви мне шаблон, я всю ночь спать не смогу аргументы выдумывая.

Цитироватьага, проясняется.
такой вопрос - почему после 96 секунды по инерции? у вас считается разве не пврд+жрд против жрд?

Потому что на 96 секунде будут израсходованы компоненты топлива в ракете с ПВРД, в ракете без ПВРД компоненты топлива израсходуются позднее. Поэтому после 96 секунды ракета с ПВРД летит по инерции, так как в данной таблице не предусмотрено разделение ступеней и включение двигателей других ступеней. Задача состояла в сравнении динамики полёта ракет с ПВРД и без ПВРД применительно к первой ступени.

На ракете с ПВРД жидкостный ракетный двигатель работает с постоянной тягой начиная с мгновения старта и заканчивая полной выработкой топлива. ПВРД являются вспомогательными двигателями, их тяга зависит от двух параметров - плотности воздуха (зависит от высоты) и скорости движения. ПВРД являются по-сути ускорителями, которые используют доступный ресурс - атмосферный воздух, который содержит атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело. В нижних слоях атмосферы ракета находится непродолжительное время, ПВРД не смогут давать тягу за пределами плотных слоёв атмосферы и при скоростях полёта больших, чем скорость выбрасывания рабочего тела из сопла ПВРД. Поэтому время работы ПВРД ограничено.

Цитироватьв своей модели посторонний считал не +/-10°, а совсем другие градусы :-)

Я имел в виду угловую величину, а не крепкость спиртных напитков.  :D

Вернёмся к старту под прямым углом.

Массы ракет примерно одинаковы.  Угол тангажа ракеты с ПВРД в области найбольшей тяги на высоте 4 км составляет 80 градусов.
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/794718.jpg)
Ракета с ПВРД израсходовала компоненты топлива первой ступени на 116-й секунде с характеристиками движения:
высота 89895,1 м
модуль скорости 1822,70 м/с
модуль ускорения 27,08 м/с2
В то же мгновение ракета без ПВРД имеет следующие характеристики движения и остаток компонентов топлива:
высота 64109,58 м
модуль скорости 1533,73 м/с
модуль ускорения 28,68 м/с2
масса оставшихся компонентов топлива 47709,25 кг.

Ракета без ПВРД израсходовала компоненты топлива первой ступени на 136-й секунде с характеристиками движения:
высота 100144,36 м
модуль скорости 2221,11 м/с
модуль ускорения 41,54 м/с2
В то же мгновение ракета с ПВРД, которая летит по инерции, имеет следующие характеристики движения:
высота 123279,07 м
модуль скорости 1643,73 м/с
вертикальное ускорение -9,44 м/с2
Ракета с ПВРД летела по инерции и находится выше на 23 км, чем ракета без ПВРД. Хотя скорость значительно при этом уменьшилась.


Масса ракеты с ПВРД уменьшена за счёт "недоливания" компонентов топлива на 53 тонны. Угол тангажа ракеты с ПВРД в области найбольшей тяги на высоте 4 км составляет 60 градусов.
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/794722.jpg)
Ракета с ПВРД израсходовала компоненты топлива первой ступени на 110-й секунде с характеристиками движения:
высота 81726,8 м
модуль скорости 1789,1 м/с
модуль ускорения 26,96 м/с2
В то же мгновение ракета без ПВРД имеет следующие характеристики движения и остаток компонентов топлива:
высота 55752,5 м
модуль скорости 1372,6 м/с
модуль ускорения 25,97 м/с2
масса оставшихся компонентов топлива 61811,96 кг.

Ракета без ПВРД израсходовала компоненты топлива первой ступени на 136-й секунде с характеристиками движения:
высота 100144,36 м
модуль скорости 2221,11 м/с
модуль ускорения 41,54 м/с2
В то же мгновение ракета с ПВРД, которая летит по инерции, имеет следующие характеристики движения:
высота 122326,15 м
модуль скорости 1562,70 м/с
вертикальное ускорение -9,44 м/с2
Ракета с ПВРД летела по инерции и находится выше на 22 км, чем ракета без ПВРД. Хотя скорость значительно при этом уменьшилась.

Масса ракеты с ПВРД уменьшена за счёт "недоливания" компонентов топлива на 53 тонны.  Угол тангажа ракеты с ПВРД в области найбольшей тяги на высоте 4 км составляет 60 градусов.
Обе ракеты имели полезную нагрузку 6 тонн.
Но теперь, с той же самой массой компонентов топлива, увеличим массу полезной нагрузки обеих ракет до 24 тонн. То есть накинем дополнительные 18 тонн.
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/794727.jpg)

Ракета с ПВРД израсходовала компоненты топлива первой ступени на 110-й секунде с характеристиками движения:
высота 75431,62 м
модуль скорости 1644,13 м/с
модуль ускорения 23,93 м/с2
В то же мгновение ракета без ПВРД имеет следующие характеристики движения и остаток компонентов топлива:
высота 50499,22 м
модуль скорости 1236,01 м/с
модуль ускорения 23,04 м/с2
масса оставшихся компонентов топлива 61811,96 кг.

Ракета без ПВРД израсходовала компоненты топлива первой ступени на 136-й секунде с характеристиками движения:
высота 90225,57 м
модуль скорости 1979,08 м/с
модуль ускорения 35,82 м/с2
В то же мгновение ракета с ПВРД, которая летит по инерции, имеет следующие характеристики движения:
высота 112284,01 м
модуль скорости 1418,23 м/с
вертикальное ускорение -9,47 м/с2
Ракета с ПВРД летела по инерции и находится выше на 22 км, чем ракета без ПВРД. Хотя скорость значительно при этом уменьшилась.

Ракета без ПВРД в момент полной выработки компонентов топлива всегда будет иметь большую скорость и большую высоту, чем ракета с ПВРД в момент полной выработки компонентов топлива.
Тем не менее, обратите внимание: даже после "недоливания" компонентов топлива, ракета с ПВРД, двигаясь по инерции после выработки компонентов топлива, будет находится над ракетой без ПВРД на 22 км выше в тот момент времени, когда полностью израсходовались компоненты топлива в ракете без ПВРД.
Без моделирования поведения отделившейся второй ступени, представления о динамике ракет с ПВРД будут не полными. Но уже понятно, что одноступенчатую систему с помощью ПВРД осуществить, увы, не получится.

Цитироватьтак любая ракета находится под углом. хоть пол градуса, но есть.

Там было прилично. Надо было наклонить, что бы не разнесло ж/д и вагоны.

Цитировать

Цитироватьтак любая ракета находится под углом. хоть пол градуса, но есть.

Там было прилично. Надо было наклонить, что бы не разнесло ж/д и вагоны.

я читал, хотя например когда мы пускали тополя, то вроде никто его не шатал в сторону. а чем пусковая в этом отнношении сильно от жд отличается не очень понимаю.

Цитировать

Цитироватьв своей модели посторонний считал не +/-10°, а совсем другие градусы :-)

Я имел в виду угловую величину, а не крепкость спиртных напитков.  :D

так и я не прокрепость :-)

вы ведь не 10-15° считали, а несколько больше. вроде речь шла о пологой траектории.

или я другие градусы считал?

Цитировать

Цитировать

Цитироватьтак любая ракета находится под углом. хоть пол градуса, но есть.

Там было прилично. Надо было наклонить, что бы не разнесло ж/д и вагоны.

я читал, хотя например когда мы пускали тополя, то вроде никто его не шатал в сторону. а чем пусковая в этом отнношении сильно от жд отличается не очень понимаю.

Наверно тем, что она на домкратах, при пуске упирается дном ТПК о землю и из под неё не выдует щебёнку.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьв своей модели посторонний считал не +/-10°, а совсем другие градусы :-)

Я имел в виду угловую величину, а не крепкость спиртных напитков.  :D

так и я не прокрепость :-)

вы ведь не 10-15° считали, а несколько больше. вроде речь шла о пологой траектории.

или я другие градусы считал?

О моделировании с начальным углом 10 градусов говорится здесь: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=973244#973244

Картинка из указанного выше сообщения
(http://fotkidepo.ru/photo/220716/42734Vz3OA5oG4e/P7dNfATV4Z/793063.jpg)

Ракета с ПВРД "проигрывает" ракете без ПВРД.

Путем моделирования выяснил, что ПВРД не дадют никаких дополнительных преймуществ, если пиковое значение суммарной тяги ПВРД не будет в два раза большим, чем тяга установленного на ракете жидкостного ракетного двигателя. Это касается старта с углом тангажа 90 градусов.

Что касается массы ПВРД. Для стартов с с углом тангажа 90 градусов задавалось значение суммарной массы всех ПВРД на ракете равной 40000 кг, в то время, как масса первой ступений без компонентов топлива и без ПВРД была равной 48 тонн. Масса всех ПВРД на первой ступени получается в этом случае соизмеримой с массой ступени без ПВРД. ПВРД для ракет-носителей для условий полёта в плотных слоях атмосферв пока никто не делал и не испытывал, поэтому суммарную массу ПВРД задавал "с  потолка" равной 40 тонн, чтобы не было придирок.

Думаю, что на самом деле масса ПВРД должна быть значительно меньше.

Цитировать

Цитироватьага, проясняется.
такой вопрос - почему после 96 секунды по инерции? у вас считается разве не пврд+жрд против жрд?

Потому что на 96 секунде будут израсходованы компоненты топлива в ракете с ПВРД, в ракете без ПВРД компоненты топлива израсходуются позднее. Поэтому после 96 секунды ракета с ПВРД летит по инерции, так как в данной таблице не предусмотрено разделение ступеней и включение двигателей других ступеней. Задача состояла в сравнении динамики полёта ракет с ПВРД и без ПВРД применительно к первой ступени.

Не понял, а какой смысл моделировать полет по инерции? Примите, что ваша ракета и есть первая ступень, и моделируйте до отработки первой ступени. тогда при равных 2-3-4 и т.д. ступенях все будет вполне прозрачно.

ЦитироватьПутем моделирования выяснил, что ПВРД не дадют никаких дополнительных преймуществ, если пиковое значение суммарной тяги ПВРД не будет в два раза большим, чем тяга установленного на ракете жидкостного ракетного двигателя. Это касается старта с углом тангажа 90 градусов.

Боюсь, что ничего вы не доказали. А соотношение "суммарной тяги ПВРД" в два раза - вероятно следствие того, что масса ракеты с ПВРД в два раза больше.

Первая ваша ошибка - дополнительный ПВРД. Надо понимать, что ракета с ПВРД в любом случае уже совершенно другая ракета. Вторая ошибка - попытка запустить оба варианта по одной программе (с одним законом изменения тангажа, например).

ЦитироватьЧто касается массы ПВРД. Для стартов с с углом тангажа 90 градусов задавалось значение суммарной массы всех ПВРД на ракете равной 40000 кг, в то время, как масса первой ступений без компонентов топлива и без ПВРД была равной 48 тонн. Масса всех ПВРД на первой ступени получается в этом случае соизмеримой с массой ступени без ПВРД. ПВРД для ракет-носителей для условий полёта в плотных слоях атмосферв пока никто не делал и не испытывал, поэтому суммарную массу ПВРД задавал "с  потолка" равной 40 тонн, чтобы не было придирок.

Вы понимаете, что первая ступень массой 88 тонн, с ПВРД общей массой 40 тонн - это совсем другая ступень, чем просто ракетная ступень массой 48 тонн. Кроме того она элементарно намного дороже. Когда вы сделали так много вам остался только один шаг, что бы сделать ее многоразовой. Но это мало влияет на математическую модель.

ЦитироватьПримите, что ваша ракета и есть первая ступень, и моделируйте до отработки первой ступени. тогда при равных 2-3-4 и т.д. ступенях все будет вполне прозрачно.

Вот именно. Не нужно смотреть, какая получится траектория в результате, нужно активно управлять траекторией, что бы ракета получила больше кислорода из атмосферы, а не из баков жидкого кислорода.

1) Исправил версию 6 таблицы. Была найдена и исправленя ошибка в задании угла тангажа ракеты с ПВРД выше плотных слоёв атмосферы. На результаты предыдущих расчётов эта ошибка не повлияла, так как угол

Предлагается новая версия таблицы для сравнительного оценочного расчёта зарактеристик полёта ракет с ПВРД и без ПВРД.

Скачать таблицу с решениями уравнений движения (версия 7) ракет-носителей с ПВРД и без ПВРД можно по ссылкам
открывается в LibreOffice и OpenOffice.org: http://narod.ru/disk/59201254001.b0e12711fafba740312b8784206f00b1/Rocket%20with%20Ramjets-7.ods.html
открывается в Microsoft Excell: http://narod.ru/disk/59201315001.327193ded242d9cb9c336b082e828ce3/Rocket%20with%20Ramjets-7.xls.html

Изменения сущетвенные. Теперь рассчитывается вся траектория полёта, с учётом разтделения всех ступеней.
Более полная картина. Шаг интегрирования снова равен одной секунде, при меньшем шаге и соответственно большем количестве точек таблица пересчитывается дольше.
Осталось улучшить модель атмосферы, так как пока ещё используется упрощённая модель на основе барометрической формулы.


Случай, когда тяга суммарная тяга установленных ПВРД на скорости звука на высоте уровня моря равна тяге жидкостного ракетного двигателя, установленного на ракете.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/81604.jpg)


Случай, когда тяга суммарная тяга установленных ПВРД на скорости звука на высоте уровня моря равна удвоенной тяге жидкостного ракетного двигателя, установленного на ракете.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/81605.jpg)


Случай, когда суммарная тяга установленных на ракете ПВРД на скорости звука на высоте уровня моря равна утроенной тяге жидкостного ракетного двигателя, установленного на ракете.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/81606.jpg)


Согласно расчётным данным, все траектории полёта полезной нагрузки суборбитальные. По другому не может быть, так как система координат декартовая. Кроме того, во всех случаях скорость полезной нагрузки не достигает величины 8 км/с. Для достижения скорости 8 км/с нужно увеличивать иассу керосина в баке с горючим первой ступени, а зеначит и массу жидкого кислорода.

Но необходимая масса жидкого кислорода в перврй ступени таки уменьшается при увеличении тяги ПВРД, следовательно, уменьшается масса всей заправленной ракеты.

Если нормированная на нулевой высоте на скорости звука тяга всех ПВРД равна тяге ЖРД первой ступени, масса ракеты неизменна и высота, на которой происходит отделение полезной нагрузки от последней ступени, для обеих ракет одинакова. Преймущество от применения ПВРД будет только если нормированная на нулевой высоте на скорости звука тяга всех ПВРД будет более чем в два раза больше тяги ЖРД первой ступени.

Хочу заметить, что тяга всех ПВРД во время полёта ракеты не будет равной нормированной на нулевой высоте на скорости звука тяге всех ПВРД, так как плотность воздуха уменьшается с увеличением высоты.

Нужно иметь в виду, что расчёты оценочные и предназначены для качественного сравнения динамик двух ракет. Кроме того, в них накапливаются ошибки, которые, тем не менее, не мешают сделать качественную оценку.

Можете скачать таблицы и "поиграться" с параметрами самостоятельно.

С уважением
Виталий

Согласно приведенным расчётным данным, применение не даст особых преймуществ. Может даст при одинаковой скорости полёта увеличение высоты полёта полезной нагрузки на 20 % в лучшем случае, когда ПВРД не будет являться дополнительным балластом для ракеты-носителя.
Появление дополнительного и довольно капризного двигателя усложнит систему управления ракеты-носителя, усложнит систему подачи горючего и снизит надёжнось изделия в целом.
Но я не могу всё-таки сильно настаивать на своих словах, так как в действительности не известны масса ПВРД и особенности его конструкции.

Может получиться, а может и не получиться. :)
Но после проделанных расчётов мне пришлось "спуститься на грешную Землю". :(

В этой теме уже звучали заманчивые предложения использовать дополнительные эжекторные сопла, что не приведёт к усложнению системы управления ракетой и к усложнению системы подачи горючего. Но как учитывать в модели влияние эжекторного сопла на тягу в плотных слоях атмосферы, увы, не знаю.

Glaurung предложил применить эжекторное сопло[/size]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=962747#962747
Добавлено: Вт Июл 03, 2012 18:03

Цитировать

ЦитироватьУже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.

Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.

Lamort намекнул на возможное применение ракетно-прямоточных двигателей[/size]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=963924#963924

Цитировать

Цитироватьа речь вообще идет про  ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...

Ракетно-прямоточный двигатель это комбинация ПВРД и ЖРД или РДТТ, - комбинация с РДТТ практически встречалось чаще, я даже не помню реальной комбинации с ЖРД.

 Он имеет то преимущество, что "является ПВРД пока он может им быть", остальное время работает как обычный ракетный двигатель.
 В минусе, разумеется, удельный импульс несколько меньше. :)