SSTO - это "Single Stage To Orbit". То есть, выход на орбиту ракетой в одну ступень. Такую штуку провернуть возможно, но невыгодно - ПН оказывается мала. Добавление второй ступени, при всех минусах, повышает ПН настолько, что оказывается выгодным...
Тем не менее, SSTO - схема весьма простая, поэтому её рассматривают снова и снова, под разными углами. Одна из предлагаемых модификаций - облегчить старт такой ракеты относительно простой дополнительной ступенью. Схема ASSTO - Assisted SSTO - предлагает ставить SSTO-ракету на дополнительную ступень, которая разгоняет её вертикально вверх. По сравнению с обычными двухступенчатыми ракетами это невыгодно по характеристической скорости, но удобно эксплуатационно - нижняя ступень летает вверх-вниз, как правило, предлагается многоразовой; такой системе не требуются поля падения, а требуемую ХС для второй ступени можно снизить почти на 2 км/с.
Разница с точки зрения баллистики между "нижней" ступенью и нормальной первой ступенью, главным образом - в том, что "нижняя" ступень не добавляет остальной ракете горизонтальной скорости. В то время как нормальная первая ступень придаёт некоторую, оптимизированную по траектории, горизонтальную скорость. Если бы "нижняя" ступень стала бы добавлять "горизонтальную" скорость, то её основные преимущества тут же бы уменьшились - она бы стала приземляться далеко в стороне от точки старта. Ведь в конце своей работы эта "нижняя" ступень имеет солидную вертикальную скорость, и, как правило, находится уже за пределами плотных слоёв атмосферы - то есть, чтобы вернуться, её приходится пройти через вершину параболической траектории.
Нормальная первая ступень значительную долю своей ХС тратит на вертикальную скорость. Можно рассмотреть такой промежуточный вариант для "нижней" ступени - она всё же придаёт некоторую горизонтальную скорость остальной ракете, больше, чем ничего, но меньше, чем придаёт нормальная первая ступень. С тем расчётом, чтобы скомпенсировать отклонение от точки старта при возвращении - некоторым активным воздействием на траекторию при возвращении.
Такое активное воздействие может быть обеспечено аэродинамикой вспомогательных органов. Это не крылья в полном понимании - их задача не обеспечить даже планирующий полёт, а всего лишь скорректировать спуск в остальном чисто ракетной ступени в сторону старта. При достаточно большой скорости - скажем, около 1М - даже умеренная аэродинамика ступени может погасить горизонтальную скорость и придать скорость по направлению к точке старта.
Дальше возникает вопрос оптимизации. С одной стороны, чем больше горизонтальной скорости может придать нижняя ступень - тем эффективнее система в целом. С другой, при этом понадобятся и большие аэродинамические возможности.
Рассматривались ли где-нибудь такие варианты?
Такие исследования проводились, название темы - частично многоразовая ракетно-космическая система (МРКС). Её принцип: двухступенчатый пакет, блок первой ступени возвращается к месту старта, опираясь на аэродинамические поверхности, не используя реактивную тягу. См. например С.Уманский: Ракеты-носители и космодромы. Москва, "Рестарт+", 2001 г.
Э, нет. Тут речь о другом варианте. Блок первой ступени с "обычной" траекторией, который возвращается на место старта с помощью развитых - относительно - аэродинамических плоскостей, а тем паче ВРД - это совсем другое, это, в частности, "Байкал". У такой ступени аэродинамика составляет существенную массу и стоимость ступени. Речь о практически чисто ракетной ступени, с коррекцией слабых боковых отклонений скромными средствами.
Не понял - а какая разница? Всё равно зона падения/посадки нужна. А рядом со стартом или вдали - не так уж и принципиально...
Наверно имело бы смысл просто обеспечить управляемое падение первой ступени в "заданную точку" с высокой точностью.
Ну, то что предлагаетcя - это все равно 2 ступени, как не крути. А в идеале нужно использовать только 1 и технически это достижимо.
В идеале эта одна ступень должна быть ещё и многоразовой. :?
А что вообще считается отдельной ступенью? Любое отделяющееся устройство, сообщающее дополнительную скорость?
Вообще, имхо, есть смысл делать наоборот (почти): Первая ступень - низкотехнологичная, предельно дешевая, одноразовая (РДТТ), а Вторая - высокотехнологичная многоразовая машинка.
По идее, разумнее спасать дорогую верхнюю ступень чем дешевую первую.
Хотя... шаттл, сделанный, фактически, по этой схеме, оказался что-то не очень дешевым...
(Кто-нибудь знает - сколько стоит запуск "шаттла" и "протона"?)
Надо было первую ступень делать покрупнее, а кораблик - поменьше...
Кстати - это правда, что блок Ц "энергии" не сгорел, а плюхнулся в Тихий океан и остался даже на плаву?
А может, такой вариант: многоразовая первая ступень выводится на низкую-низкую, 140-150 км орбиту, достаточную лишь для одного витка. От неё отделяется одноразовый разгоннный блок с ПН и уходит наверх. А ступень, облетев Землю, на этом же витке сходит с орбиты и садится в точке старта. А?
Цитировать... Схема ASSTO - Assisted SSTO - предлагает ставить SSTO-ракету на дополнительную ступень, которая разгоняет её вертикально вверх.
...
[При таком способе], ...требуемую ХС для второй ступени можно снизить почти на 2 км/с.
Это как? "В тупую" видно, что не более, чем на 1,5 км/с, в реале - еще меньше... А геморроя....
С помощью ASSTO ты хочешь добиться чего? Удешевления? ИМХО, не выйдет...
А вот, кстати, интересный вопрос: можно ли в принципе отработать многоразовую (полностью или частично) систему настолько, чтобы её эксплуатация была дешевле одноразовых систем?
Имхо - надо попытаться обойтись двумя ступенями.
Первая - РДТТ - одноразовая (ибо сравнительно дешевая - нах париться со спасением), рагзоняющая КК до 4-6км/с
Вторая - собственно, КК. Дорогой, но очень многоразовый, разгоняющийся до 8 км/с.
Мне почему-то кажется - это будет правильно. Если, конечно, КК не придётся перебирать по винтику между полётами - тогда надо поподробнее посмотреть...
Что, вообще, нужно, чтобы предельно сократить межполётную подготовку корабля?
ЦитироватьНе понял - а какая разница? Всё равно зона падения/посадки нужна. А рядом со стартом или вдали - не так уж и принципиально...
С точки зрения оплаты за площади отчуждения - разница есть. Так Вам нужно платить за отдельные площади, куда ступени падать будут, помимо площадей космодрома - а так нет.
А бывает, что поля падения на территории других государств.
ЦитироватьНу, то что предлагаетcя - это все равно 2 ступени, как не крути.
Всё-таки две ступени бывают разные - и по ХС, и по управлению, и по графику динамических нагрузок, и т.п.
ЦитироватьА в идеале нужно использовать только 1 и технически это достижимо.
В идеале - тут, пожалуйста, уточните, в каком. В экономическом?
Это достижимо технически, конечно. Вот выгодно ли экономически - это вопрос. Может быть, чистый одноступенник и будет выгоднее (Вы не про схему Х-33 говорите?). А может, и не будет, в обозримом будущем.
ЦитироватьЦитировать... Схема ASSTO - Assisted SSTO - предлагает ставить SSTO-ракету на дополнительную ступень, которая разгоняет её вертикально вверх.
...
[При таком способе], ...требуемую ХС для второй ступени можно снизить почти на 2 км/с.
Это как? "В тупую" видно, что не более, чем на 1,5 км/с, в реале - еще меньше... А геморроя....
С помощью ASSTO ты хочешь добиться чего? Удешевления? ИМХО, не выйдет...
Ну, на пальцах, прикидки такие. ХС для "нормальных" ракет, от Земли до орбиты - 9,3 км/с. Допустим, первая ступень разгоняет "вверх" вторую так, что второй остаётся только добавлять горизонтальную скорость. При этом, если итоговая орбита оказывается эллипсом (скажем, 800 км апогей, 140 км перигей), и выход на неё вблизи апогея, то требуемая горизонтальная скорость может быть в районе 7,5 км/с. Вот и разница 1,8 км/с.
Комментарии приветствуются :) .
avmich:
ЦитироватьЭ, нет. Тут речь о другом варианте. Блок первой ступени с "обычной" траекторией, который возвращается на место старта с помощью развитых - относительно - аэродинамических плоскостей, а тем паче ВРД - это совсем другое, это, в частности, "Байкал". У такой ступени аэродинамика составляет существенную массу и стоимость ступени. Речь о практически чисто ракетной ступени, с коррекцией слабых боковых отклонений скромными средствами.
Что даст вертикальный разгон? Первая КС у земли - 7,91 км/с, на высоте 200 км - 7,79 км/с. Для 2-й ступени выигрышем ХС даже километр/с и не пахнет, зато во время вертикального подъёма большие гравитационные потери. Смысл такого ускорителя в следующем: небольшой начальный разгон позволит уменьшить тяговооружённость второй ступени (до .. 20%), уменьшить гравитационные потери (если стартовый ускоритель - мощный), увеличить степень расширения сопел на второй ступени (имеет смысл, если она не регулируется). При этом сразу просматривается: сам аппарат дорогой, а ускоритель - дешёвый. Если запускать ДУ 2-й ступени на высоте, то в случае незапуска аппарат теряется, т. е., ускоритель, который даёт не так много, может стать причиной потери всего. Отсюда при ваших условиях однозначное решение: SSTO стартует с земли, имея вспомогательные ТТУ, работающие до высоты около километра. Рассматривались ли такие варианты? Скорее всего - да, но не афишировались по следующей причине: проблема сделать SSTO, а мелкие боковушки всегда можно навесить.
pkl:
ЦитироватьА может, такой вариант: многоразовая первая ступень выводится на низкую-низкую, 140-150 км орбиту, достаточную лишь для одного витка. От неё отделяется одноразовый разгоннный блок с ПН и уходит наверх. А ступень, облетев Землю, на этом же витке сходит с орбиты и садится в точке старта. А?
Это вариант Константина Феоктистова, никем не поддержанный.
RadioactiveRainbow:
ЦитироватьА вот, кстати, интересный вопрос: можно ли в принципе отработать многоразовую (полностью или частично) систему настолько, чтобы её эксплуатация была дешевле одноразовых систем?
Очень даже можно. Вопрос окупаемости - не технический, всё упирается в интенсивность эксплуатации.
ЦитироватьЧто даст вертикальный разгон?
Давайте попробую объяснить. Ракета, выходящая на орбиту в одну ступень, должна иметь ХС этой ступени ориентировочно 9,3 км/с. А ракета, выходящая на орбиту с помощью "вертикальной" ступени, должна иметь, не считая вертикальной ступени, ХС, скажем, 7,5 км/с. Разница ХС - примерно 1,8 км/с - приводит к упрощению и удешевлению ракеты.
Теперь давайте такую ракету, с "вертикальной" ступенью, сравним с обычной двухступенчатой. В этом случае у ASSTO есть то преимущество, что у неё отсутствуют требуемые поля падения. И все связанные с этим проблемы. Коих немало.
ЦитироватьПервая КС у земли - 7,91 км/с, на высоте 200 км - 7,79 км/с. Для 2-й ступени выигрышем ХС даже километр/с и не пахнет, зато во время вертикального подъёма большие гравитационные потери.
Если посчитать, то вторая ступень ASSTO имеет заметно меньшую требуемую ХС, чем SSTO. Это и есть выигрыш схемы ASSTO по сравнению со схемой SSTO.
ЦитироватьЕсли запускать ДУ 2-й ступени на высоте, то в случае незапуска аппарат теряется, т. е., ускоритель, который даёт не так много, может стать причиной потери всего.
Предполагается, что надёжность ДУ "орбитальной" ступени очень высока - скажем, одно несрабатывание на 10-100 тысяч полётов.
ЦитироватьОтсюда при ваших условиях однозначное решение: SSTO стартует с земли, имея вспомогательные ТТУ, работающие до высоты около километра. Рассматривались ли такие варианты?
ТТУ существенно менее удобны, чем ускорители на ЖРД, при многократном, частом использовании. Вся схема ASSTO рассматривается в свете такого использования...
ЦитироватьСкорее всего - да, но не афишировались по следующей причине: проблема сделать SSTO, а мелкие боковушки всегда можно навесить.
SSTO сделать действительно сложно. А вторую ступень для ASSTO действительно проще. Это хорошо описано в недавно вышедшей книге "The Rocket Company".
ЦитироватьТТУ существенно менее удобны, чем ускорители на ЖРД, при многократном, частом использовании. Вся схема ASSTO рассматривается в свете такого использования...
Не могли бы вы пояснить - почему ТТУ менее удобны по сравнению с ЖРД-ускорителями?
avmich:
ЦитироватьДавайте попробую объяснить. Ракета, выходящая на орбиту в одну ступень, должна иметь ХС этой ступени ориентировочно 9,3 км/с. А ракета, выходящая на орбиту с помощью "вертикальной" ступени, должна иметь, не считая вертикальной ступени, ХС, скажем, 7,5 км/с. Разница ХС - примерно 1,8 км/с - приводит к упрощению и удешевлению ракеты.
Откуда возьмётся 1,8 км/с? ХС=1-я космическая + гравитационные потери + аэродинамич. потери + прочие потери. Если закинуть SSTO вертикально вверх достаточно высоко, то можно разгоняться горизонтальным ускорением, и тогда гравитационных потерь почти не будет. На большой высоте не будет и сопротивления воздуха. Это всё километров за 80. Но, если смириться с умеренными потерями, можно предположить высоту и 40 км. Теперь посчитайте, какой должна быть ступень, забрасывающая SSTO на 40 км и гравитационные потери (gt, t - время работы двигателя ступени). Идеальной была бы пушка, ТТУ может обеспечить большое ускорение, а для жидкостной ступени считайте начальную тяговооружённость 1,6.
ЦитироватьЦитироватьТТУ существенно менее удобны, чем ускорители на ЖРД, при многократном, частом использовании. Вся схема ASSTO рассматривается в свете такого использования...
Не могли бы вы пояснить - почему ТТУ менее удобны по сравнению с ЖРД-ускорителями?
"Частое использование" в данном случае подразумевается как "несколько раз в день", примерно соответствуя полётам авиалайнеров. Сразу предупрежу, я знаю, что сегодня такого нет и в ближайшие несколько лет не предвидится :) . В случае использования аппаратов с такой частотой заправка топливом выглядит (на мой взгляд, намного) более простой, чем заправка твердотопливными зарядами.
Цитироватьavmich: ЦитироватьДавайте попробую объяснить. Ракета, выходящая на орбиту в одну ступень, должна иметь ХС этой ступени ориентировочно 9,3 км/с. А ракета, выходящая на орбиту с помощью "вертикальной" ступени, должна иметь, не считая вертикальной ступени, ХС, скажем, 7,5 км/с. Разница ХС - примерно 1,8 км/с - приводит к упрощению и удешевлению ракеты.
Откуда возьмётся 1,8 км/с?
9,3 - 7,5 = 1,8 . Надеюсь, по этому равенству вопросов не будет. Другое дело, что здесь 9,3, а что - 7,5.
Это - ХС двух одноступенчатых ракет, выходящих на орбиту. Первая стартует с поверхности Земли, вторая - со вспомогательной ступени, которая придаёт ей начальную вертикальную скорость и поднимает на некоторую высоту.
Смысл здесь - в том, что проще сделать ступень, которая набирает 7,5 км/с ХС, чем ту, которая набирает 9,3 км/с ХС. И заметно проще, если ещё и заботиться об относительной массе ПН. В то же время разгонная, "вертикальная" ступень имеет относительно скромные требуемые параметры. Примерно та же логика, почему летают двухступенчатые, а не одноступенчатые ракеты.
ЦитироватьХС=1-я космическая + гравитационные потери + аэродинамич. потери + прочие потери.
Согласен.
ЦитироватьЕсли закинуть SSTO вертикально вверх достаточно высоко, то можно разгоняться горизонтальным ускорением, и тогда гравитационных потерь почти не будет. На большой высоте не будет и сопротивления воздуха.
Согласен.
ЦитироватьЭто всё километров за 80.
Километров за 30. Плотность воздуха там уже - всего проценты от наземной, вакуумные сопла работают нормально, сопротивление воздуха невелико - и быстро падает, так как у аппарата большая вертикальная скорость.
ЦитироватьНо, если смириться с умеренными потерями, можно предположить высоту и 40 км. Теперь посчитайте, какой должна быть ступень, забрасывающая SSTO на 40 км и гравитационные потери (gt, t - время работы двигателя ступени).
Считал, конечно. Ничего особенного, первые ступени ракет обычно предъявляют требования пожёстче.
ЦитироватьИдеальной была бы пушка, ТТУ может обеспечить большое ускорение, а для жидкостной ступени считайте начальную тяговооружённость 1,6.
В данном случае можно позволить себе стартовую тяговооружённость и побольше, скажем, 2. Ещё и профилем тяги поуправлять. Резервы есть.
avmich:
Цитировать9,3 - 7,5 = 1,8 . Надеюсь, по этому равенству вопросов не будет.
Не уверен. Носители летят по оптимальной траектории, строго вертикальный старт - неоптимальная. Здесь общая ХС будет больше.
ЦитироватьДругое дело, что здесь 9,3, а что - 7,5.
Это - ХС двух одноступенчатых ракет, выходящих на орбиту. Первая стартует с поверхности Земли, вторая - со вспомогательной ступени, которая придаёт ей начальную вертикальную скорость и поднимает на некоторую высоту.
Непонятно, как ступень с ХС 7,5 км/с наберёт первую космическую скорость.
ЦитироватьКилометров за 30
На 30 км при горизонтальном разгоне ступень разогнаться не успеет и упадёт в плотные слои атмосферы со всеми вытекающими. Если поддерживать высоту - добавьте гравитационные потери.
ЦитироватьСчитал, конечно. Ничего особенного, первые ступени ракет обычно предъявляют требования пожёстче.
Какая относительная масса 1-й ступени?
Информация к размышлению
1-е ступени нормальный РН разгоняют остальные приемрно до 1,5 км/с (т.е. именно столько, сколько вы хотите от бустерной степни АССТО).
Но при этом они составляют 65-75% общей стартовой массы РН... :roll:
ЦитироватьИнформация к размышлению
1-е ступени нормальный РН разгоняют остальные приемрно до 1,5 км/с (т.е. именно столько, сколько вы хотите от бустерной степни АССТО).
Но при этом они составляют 65-75% общей стартовой массы РН... :roll:
Белл :) проблема тут не в массе ступени. Сделай стартовую ступень хоть какой массы... разве что потеряешь на лишнем топливе. Вопрос тут - в выигрыше за счёт отсутствия полей падения.
Кстати, для двухступенчатых РН, скажем, Зенита, подозреваю, терминальная скорость первой ступени побольше будет, чем 1,5 км/с.
Цитироватьavmich:
Цитировать9,3 - 7,5 = 1,8 . Надеюсь, по этому равенству вопросов не будет.
Не уверен. Носители летят по оптимальной траектории, строго вертикальный старт - неоптимальная. Здесь общая ХС будет больше.
Вы никак не хотите понять, почему я сравниваю только ХС верхних ступеней? У них-то разница именно та, о которой я говорю.
Нас интересует не общая ХС, а ХС верхней ступени. Потому что чем выше эта ХС, тем меньше доля ПН. Стартовая масса, общая ХС - это всё другие вопросы, в данном случае несущественные.
ЦитироватьЦитироватьДругое дело, что здесь 9,3, а что - 7,5.
Это - ХС двух одноступенчатых ракет, выходящих на орбиту. Первая стартует с поверхности Земли, вторая - со вспомогательной ступени, которая придаёт ей начальную вертикальную скорость и поднимает на некоторую высоту.
Непонятно, как ступень с ХС 7,5 км/с наберёт первую космическую скорость.
Да так вот. Возьмите высоту перигея 500 км, высоту апогея 170 км, выведите ракету на орбиту в перигее и посмотрите, что скорость у неё примерно 7,5 км/с, 7521 м/с, если верить спредшиту уважаемого ратмана.
ЦитироватьЦитироватьКилометров за 30
На 30 км при горизонтальном разгоне ступень разогнаться не успеет и упадёт в плотные слои атмосферы со всеми вытекающими.
Это Вы говорите, даже не зная профиля разгона второй ступени? :) Если у вас на этих 30 км высоты есть вериткальная скорость, скажем, 2 км/с, то вот уже 200 секунд полёта только вверх. А вдруг мы за эти 200 секунд успеваем орбитальные 7,5 км/с набрать? ;)
ЦитироватьЕсли поддерживать высоту - добавьте гравитационные потери.
Не, не поддерживать. Смысл схемы - в том, что верзняя ступень максимально разгружается от ХС, за счёт вывода повыше, начальной вертикальной скорости и даже старта в разреженной атмосфере.
ЦитироватьЦитироватьСчитал, конечно. Ничего особенного, первые ступени ракет обычно предъявляют требования пожёстче.
Какая относительная масса 1-й ступени?
Это зависит от многих факторов. В моих расчётах, при скромном УИ - первая ступень, например, вшестеро тяжелее второй. Массовое совершенство первой ступени - 15; повисив УИ, это можно улучшить.
ЦитироватьВы никак не хотите понять, почему я сравниваю только ХС верхних ступеней? У них-то разница именно та, о которой я говорю.
Нас интересует не общая ХС, а ХС верхней ступени. Потому что чем выше эта ХС, тем меньше доля ПН. Стартовая масса, общая ХС - это всё другие вопросы, в данном случае несущественные.
Я понимаю так:
У нормальных РН ХС порядка 9.3 из которых мы получаем 7.5 орбитальной скорости. При этом масса 1й ступени 50-70% стартовой, а масса ПН порядка 2-4% от стартовой. (прикинул примерно по Союзу)
При этом 1.5кмс орбитальной скорости даёт уже первая ступень, в нагрузку к 1,8кмс потерь. На верхние ступени остаётся 6кмс.
В предлагаемой схеме, фактически, все 7.5 орбитальной скорости ложится "на плечи" верхних ступеней. Допустим, для достижения 7.5 потребуется увеличить массу верхних ступеней на 20-30%.
Предполагается стартовой ступенью забросить верхушку повыше вверх, избавившись от потерь (имхо - не ниже 50-80км).
Вопрос цены: можно ли создать стартовую ступень, способную обеспечить на заданной высоте заданную вертикальную скорость для "подросшей" верхушки? И, что, собственно, и интересно - будет ли такая схема дешевле классической?
P.S.
Может показаться, что из-за потяжелевшего блока верхних ступеней масса стартовой ступени будет сопоставима с массой первой ступени, однако, следует учесть, что стартовая ступень должна иметь ХС=1.8+Y, где Y - ХС, необходимая для обеспечения заданной вертикальной скорости на заданной высоте без учёта потерь. Так что, может получиться что ХС (а вслед за ней, возможно (с учётом потяжелевшей верхушки) масса) стартовика окажется ниже аналогичных показателей для первой ступени.
Таким образом, экономическая выгода от использования подобной схемы может достигаться за счёт:
а) незначительного увеличения стоимости верхних ступеней (всего-то баки нарастить)
б) многоразового использования стартовой ступени (+ не надо за ней далеко лететь - сама сядет где надо).
При этом так же "вылезают" такие преимущества как возможность на 30% сократить зоны очуждения.
Вывод: надо считать. Причём не ХС, а деньги.
Ключевым преимуществом, тем основным свойством ASSTO, из-за которого ломаются копья, является именно отсутствие полей падения. Кроме собственно площади старта - но это неизбежно и при SSTO, и при старте на ВРД и т.п. Это - главный экономический козырь схемы.
Общая, полная ХС ASSTO, конечно, хуже, чем ХС "нормальной" двухступенчатой схемы.
ЦитироватьПредполагается стартовой ступенью забросить верхушку повыше вверх, избавившись от потерь (имхо - не ниже 50-80км).
Вершина траектории вообще предполагается ещё повыше - скажем, от 200 до 800 км. Поэтому, собственно, и 7,5 км/с орбитальная, а не 7,9.
Технически, думаю, проблем сделать стартовую ступень мало. Вот орбитальную - посложнее: всё же у неё довольно внушительная ХС, а малую ПН таскать не хочется. Но при этом - заатмосферный УИ, возможность тяговооружённости меньше 1 на старте, работа практически вне атмосферы - а значит, более экономная геометрия...
ЦитироватьДа так вот. Возьмите высоту перигея 500 км, высоту апогея 170 км, выведите ракету на орбиту в перигее и посмотрите, что скорость у неё примерно 7,5 км/с, 7521 м/с, если верить спредшиту уважаемого ратмана.
До сих пор жил без ратмана. Расчёт такой орбиты по формуле даёт 7,9 км/с. Нужно вычесть окружную скорость, тогда это - экватор, в крайнем случае - Канаверал.
ЦитироватьЭто Вы говорите, даже не зная профиля разгона второй ступени? :) Если у вас на этих 30 км высоты есть вериткальная скорость, скажем, 2 км/с, то вот уже 200 секунд полёта только вверх. А вдруг мы за эти 200 секунд успеваем орбитальные 7,5 км/с набрать?
Вот это да! А я - то скромно предполагал нулевую вертикальную скорость!
ЦитироватьЭто зависит от многих факторов. В моих расчётах, при скромном УИ - первая ступень, например, вшестеро тяжелее второй. Массовое совершенство первой ступени - 15; повисив УИ, это можно улучшить.
Грандиозно! И это всё ради полей падения? На экваторе?
Хорошо, давайте по Ньютону. Масса Земли M = 5,976е24 кг, гравитационная постоянная gamma = 6,673e-11 Н*м^2/кг^2, радиус Земли R будем считать 6,371е6 м.
Радиус перигея Rp и апогея Ra - 6,541е6 и 6,871е6 м . Скорости - V и v.
Энергия в перигее на 1 кг массы:
V^2/2 - gamma*M/Rp = V^2/2 - 39,88е13/6,541е6 = V^2/2 - 6,097е7 Дж/кг
В апогее:
v^2/2 - gamma*M/Ra = v^2/2 - 39,88е13/6,871е6 = v^2/2 - 5,804e7 Дж/кг
Из закона сохранения энергии вытекает
v^2 + 5,86е6 = V^2 .
Из закона сохранения момента импульса -
v*Ra = V*Rp
Преобразуем:
V = v*Ra/Rp
v^2 + 5,86е6 = v^2(Ra^2/Rp^2)
5,86е6 = v^2(Ra^2/Rp^2 - 1)
v^2 = 5,86е6/((Ra/Rp)^2 - 1) = 5,86е6/(6,871/6,541)^2 - 1)
v^2 = 5,86е6/(1,050^2-1) = 5,86е6 * 9,76
v^2 = 56,6е6
v = 7,56е3 м/с
Расхождение 40 м/с с ратмановскими 7,52е3 м/с.
ЦитироватьЦитироватьЭто Вы говорите, даже не зная профиля разгона второй ступени? :) Если у вас на этих 30 км высоты есть вериткальная скорость, скажем, 2 км/с, то вот уже 200 секунд полёта только вверх. А вдруг мы за эти 200 секунд успеваем орбитальные 7,5 км/с набрать?
Вот это да! А я - то скромно предполагал нулевую вертикальную скорость!
Ну, что ж Вы так :) .
ЦитироватьЦитироватьЭто зависит от многих факторов. В моих расчётах, при скромном УИ - первая ступень, например, вшестеро тяжелее второй. Массовое совершенство первой ступени - 15; повисив УИ, это можно улучшить.
Грандиозно! И это всё ради полей падения? На экваторе?
Зачем на экваторе. Вблизи крупных городов. Чтобы полезную нагрузку не возить всё время к космодрому, строим космодромы повсюду - и ПН сразу в космос закидываем.
Это, правда, несколько отклонение от темы :) но смысл ASSTO как раз проявляется при такой модели использования. Понятно, что при 50, скажем, космических запусков в год такую систему городить не станут.
avmich:
ЦитироватьХорошо, давайте по Ньютону. ...
Прошу прощения, я постоянно недооцениваю размах идеи. Я посчитал космическую скорость в перигее орбиты 170 на 500 км, не подумав, что можно по вертикали добраться до 500, а затем оттуда сделать 500 на 170. Правильно ли я подозреваю, что у вас есть задумка очень грубой и дешёвой первой ступени на перекиси водорода и вы прикидываете варианты её применения?
ЦитироватьПравильно ли я подозреваю, что у вас есть задумка очень грубой и дешёвой первой ступени на перекиси водорода и вы прикидываете варианты её применения?
Нет, неправильно. Интересуют различные вариации на общую тему ASSTO...
Кстати, прошу прощения за опечатку - действительно, написал "вывести в перигее", в то время как имеется в виду, за счёт вертикального разгона долететь до апогея.
Предлагаю название для такого способа выведения:
"Выведение по контрбаллистической траектории" :)
Но в этом случае будет проблематично дёшево упасть на место старта. Ветер, сила Кориолиса и пр. Кстати, при аварии носитель тоже не должен упасть на город, так что нужно отслеживать траекторию на активном участке. :?
Сори за оффтоп: в процессе обдумывания данной темы (а точнее - попытками представить вообще возможные траектории выведения) образовался такой вопрос:
А что, если попытаться запустить ракету на луну по условной прямой? Ну, то есть, не совсем по прямой, конечно - по траектории, ведущей к луне при минимальном маневрировании от момента отрыва от земли.
(Хи-хи. Представил себе разгон до второй космической по прямой :) )
Вопросов 2:
1) рассматривался ли такой вариант в принципе?
2) потребует ли это больше или меньше топлива?
RadioactiveRainbow:
ЦитироватьА что, если попытаться запустить ракету на луну по условной прямой?
Это называется "прямой перелёт". Идеальная скорость та же, но потери гораздо больше. Даже не рассматривался практически, так как нужна совсем другая РН. А вот с Луны грунт доставлялся именно по такой траектории.
ЦитироватьСори за оффтоп: в процессе обдумывания данной темы (а точнее - попытками представить вообще возможные траектории выведения) образовался такой вопрос:
А что, если попытаться запустить ракету на луну по условной прямой? Ну, то есть, не совсем по прямой, конечно - по траектории, ведущей к луне при минимальном маневрировании от момента отрыва от земли.
(Хи-хи. Представил себе разгон до второй космической по прямой :) )
Вопросов 2:
1) рассматривался ли такой вариант в принципе?
2) потребует ли это больше или меньше топлива?
1) Само собой, рассматривался :)
2) Естественно, больше - мы имеем гравитационные потери на протяжении всего разгона (в то время как при разгоне с орбиты у нас их практически нет - вектор разгона поперёк гравитации)
Потери зависят от соотношения ускорения разгона/же на той высоте. Т.е. если мы можем разгонять аппарат быстро (десятки-сотни же) - такой вариант будет вполне приемлем :)
Т.е. например если (возвращаясь к теме топика) в качестве второй ступени запустить пушку, из которой после выхода из атмосферы выстрелить аппарат вверх - то гравитационных потерь у нас практически не будет.
Кстати, это будет очень даже ничего - разгоняемся мы не за счёт реактивного движения - а с гораздо большим КПД использования энергии сгорания....
Посчитать бы...
Цитировать1) Само собой, рассматривался :)
2) Естественно, больше - мы имеем гравитационные потери на протяжении всего разгона (в то время как при разгоне с орбиты у нас их практически нет - вектор разгона поперёк гравитации)
Потери зависят от соотношения ускорения разгона/же на той высоте. Т.е. если мы можем разгонять аппарат быстро (десятки-сотни же) - такой вариант будет вполне приемлем :)
Насчёт гравитационных потерь согласен, но нам не требуется в принципе разгоняться по орбите, так что орбитальную скорость мы тратим на разгон.
Нет, в том что суммарные потери будут больше я не сомневаюсь - хотелось бы знать - насколько больше? На 10%? На 50%?
Имхо - если на 10-30% - это вполне рабочая схема для любительский АМС - не надо заморачиваться на сложную систему навигации. Ради этого, имхо, можно пожертвовать третью посадочной массы корабля. Или даже половиной.
ЦитироватьНет, в том что суммарные потери будут больше я не сомневаюсь - хотелось бы знать - насколько больше? На 10%? На 50%?
Гравитационные потери равны произведению ускорения свободного падения на время работы движка.
Или можно по соотношению ускорений посчитать.
Если ты выводишь живую нагрузку - ускорение больше 4-5 же делать нельзя, подохнет :) Одно из них ты теряешь, т.е. потери - 20-30%
Если АМС - она более прочная. Электроника вполне выстрел из пушки (>10.000 же) держит.
ЦитироватьЦитироватьНет, в том что суммарные потери будут больше я не сомневаюсь - хотелось бы знать - насколько больше? На 10%? На 50%?
Гравитационные потери равны произведению ускорения свободного падения на время работы движка.
Всё не так плохо. Нужно ещё величину потерь множить на косинус угла между местным вектором тяжести и вектором тяги. Чем горизонтальнее направлена тяга - тем меньше гравитационные потери. Но их нельзя уменьшить ниже некоторой величины, т.к. всё равно нужно поднять груз на высоту в 200 км и эта работа (mgh) всё равно должна быть совершена. Для LEO отношение v*v/2gh примерно равно 10-14, т.е. минимальные гравитационные потери составят 7-10%.
ЦитироватьИли можно по соотношению ускорений посчитать.
Если ты выводишь живую нагрузку - ускорение больше 4-5 же делать нельзя, подохнет :) Одно из них ты теряешь, т.е. потери - 20-30%
Типичные потери для обычных ракет несколько превышают 10%, до 15% практически никогда не доходят.
ЦитироватьЕсли ты выводишь живую нагрузку - ускорение больше 4-5 же делать нельзя, подохнет :) Одно из них ты теряешь, т.е. потери - 20-30%
Если АМС - она более прочная. Электроника вполне выстрел из пушки (>10.000 же) держит.
Т.е., фактически, реальная скорость запуска, например, на Луну должна быть на 30% больше идеальной?
(Кстати, а какая в идеале скорость, необходимая для достижения Луны? По идее - меньше второй космической?)
ЦитироватьТ.е., фактически, реальная скорость запуска, например, на Луну должна быть на 30% больше идеальной?
Нет. Стартуя с орбиты, при правильном управлении вектором тяги, можно свести потери к меньше процента. А вывод на орбиту - это потери 10-15%. По отношению к полной скорости это будет 8-12%
Цитировать(Кстати, а какая в идеале скорость, необходимая для достижения Луны? По идее - меньше второй космической?)
Смотря какая задача - просто попасть в Луну, выйти на окололунную орбиту, или ещё что. 10,9 км/с вроде бы достаточно для попадания в Луну.
Внимание: задаю реально тупой дилетантский вопрос, даже два:
1) Насколько актуальна ф-ла Циолковского?
2) Что значит, если гравитационные потери превысили ХС ?
Радуга,
первые полёты к Луне не выходили на низкую околоземную орбиту, а летели к Луне напрямую.
Формула Циолковского, конечно, имеет место :) а что, кто-то протестует? Так это Старый, наверное?
Если гравитационные потери превысили ХС - наверное, при этом ракета летит к земле, то есть, падает. Однако интересно посмотреть на такой предельный случай - старт с материальной точки ненулевой массы, подача импульса вбок. Упасть не должно :) потому что не попадает в точку, но старт со дна бездонного колодца...
Однако это всё отклонения от темы :) . Лучше с этим отдельную тему организовать.
ЦитироватьЕсли гравитационные потери превысили ХС - наверное, при этом ракета летит к земле, то есть, падает.
Однако это всё отклонения от темы :) . Лучше с этим отдельную тему организовать.
Отдельную тему - можно. Но всё же сначала сюда спрошу.
Укажите, плиз, на ошибку - я её в упор не вижу:
РН: суммарная взлётная масса - 30 000кг
Первая ступень - 20 000 кг, из них топлива - 18 000кг.
Тяга двигателя первой ступени - 60 000 кг
Скорость после отработки первой ступени: W=2500ln(30 000/12 000)=2291м/c
Расход топлива: m=60000/2500=24 кг/с.
Время работы первой ступени t=18000/24=750с=12,5мин.
Гравитационные потери V=9.8*750=7350 м/с.
Скорость после отработки первой ступени: W=2500ln(30 000/12 000)=2291м/c
Гравитационные потери при работе первой ступени: V=9.8*750=7350 м/с.
ЦитироватьТяга двигателя первой ступени - 60 000 кг
Скорость после отработки первой ступени: W=2500ln(30 000/12 000)=2291м/c
Расход топлива: m=60000/2500=24 кг/с.
Время работы первой ступени t=18000/24=750с=12,5мин.
Гравитационные потери V=9.8*750=7350 м/с.
Ошибка в определении массового расхода. Тяга должна быть в ньютонах, отсюда расход около 240 кг/с.
Гравитационные потери для РН - около 1400 м/с.
2Guest1
Спасибо. Глупая ошибка :oops: