Одноступ. Холодная оценка.

[pkl]

Как я уже сказал, у.и. современных двигателей и весовое совершенство баков позволяют, в принципе, сделать конструкцию, способную ЦЕЛИКОМ выйти на орбиту.

нет задачи "выйти на орбиту" есть задача бережно и надёжно вывести на орбиту ПН

Ну, стоимость тоже нельзя сбрасывать со счетов. У одно- и полутораступов с надёжностью очень неплохо: все двигатели запускаются и проверяются на Земле, ещё до отрыва ракеты от стартового стола. Не случайно, что наша "семёрка", что их "Атлас" так долго продержались. Ну и ракета довольно простой получается.

[pkl]

Как я уже сказал, у.и. современных двигателей и весовое совершенство баков позволяют,...

Что то при сравнении СЛС и Сатурн-5 не заметно увеличений ни УИ, ни весового совершенства баков.

У SLS картину здорово ускорители портят. Если же сравнивать двигатели, то у J-2 он 425 сек, а у RS-25 /который SSME/ - 363 - 452,5 сек. Думается, американцы бы смогли, если бы озадачились.

[pkl]

Ого! Я знал конечно, что "Атлас", сбрасывая стартовые ЖРД, ЦЕЛИКОМ выходил на ОИСЗ, но что это можно сделать на перекиси... признаться, я просто в шоке! Приятном, но всё-таки шоке!

Так смесь перекиси и керосина обладает высоким УИ.

277 сек. Не фонтан. Тут фишка в том, что стоимость топлива - 0,2 - 0,5% от стоимости пуска. Т.е. выгоднее налить больше топлива, нежели увеличить размеры ракеты.

[pkl]

Вы считаете что одноступ будет дешевле в 5 раз более легкого 2х ступа при выведении одинаковой ПН?

В стоимости ракеты %60 - стоимость двигателей.  Почему Старый так клянёт "Ангару". Топливо, повторюсь - 0,2 - 0,5%.

[pkl]

Короче, такая концепция: одноразовый одноступ. Алюминиево-литиевые баки. Или даже пластиковые. Топливо - керосин + перекись. Два ЖРД: стартовый и маршевый, с высотным соплом. Стартовый через некоторое время сбрасывается и приземляется на парашютах и надувных мешках для повторного использования. Какие будут мнения?

Это не настоящий одноступ.

Сбрасываемый блок двигателей 3,3 т весил. При стартовой массе ракеты >100 т - фигня.

Кстати, РД-191 при тяге около 200 т весит 2,2 т и выдаёт у.и. 311 - 337 сек.

[pkl]

Вы считаете что одноступ будет дешевле  2х ступа,весящего в 5 раз меньше одноступа при выведении одинаковой ПН?

Я считаю, что да. Если грамотно сделать.

[pkl]

С одной стороны - если все так плохо - то какой смысл имеют здешние обсуждения? Одноступ... многоступ?

Чего стоит нация, не умеющая мечтать?

С другой - Космокурс же получил лицензию

и всё равно увяз в бюрократии.

[pkl]

Что то я логику не пойму. Если будет просто дешевле, то уже хорошо. А откуда возникла цифра 5?

Да похоже, просто от балды.

[avmich]

Ого! Я знал конечно, что "Атлас", сбрасывая стартовые ЖРД, ЦЕЛИКОМ выходил на ОИСЗ, но что это можно сделать на перекиси... признаться, я просто в шоке! Приятном, но всё-таки шоке!

Так смесь перекиси и керосина обладает высоким УИ.

277 сек.

Результаты CPropep для 98% перекиси, RP-1, соотношение масс компонентов 100:15. Давление в камере 70 атм, на выходе - 0,05 атм, степень геометрического расширения сопла - 87,5, модель - "замороженная", она даёт заниженный УИ. УИ получается 3016 м/с.

Код Выделить Развернуть

Results

Propellant composition
Code  Name                                mol    Mass (g)  Composition
466   HYDROGEN PEROXIDE (100 PC)          2.8811 98.0000   2H  2O 
976   WATER                               0.1110 2.0000   2H  1O 
797   RP-1                                1.0694 15.0000   2H  1C 
Density :  1.271 g/cm^3
3 different elements
H  O  C 
Total mass:  115.000000 g
Enthalpy  : -5713.93 kJ/kg

114 possible gazeous species
3 possible condensed species

                       CHAMBER      THROAT        EXIT
Pressure (atm)   :      70.000      39.776       0.050
Temperature (K)  :    2843.231    2609.516     804.723
H (kJ/kg)        :   -5713.926   -6293.106  -10263.238
U (kJ/kg)        :   -6783.065   -7274.361  -10565.837
G (kJ/kg)        :  -39049.846  -36334.156  -19698.337
S (kJ/(kg)(K)    :      11.725      11.512      11.725
M (g/mol)        :      22.111      22.111      22.111
(dLnV/dLnP)t     :    -1.00000    -1.00000    -1.00000
(dLnV/dLnT)p     :     1.00000     1.00000     1.00000
Cp (kJ/(kg)(K))  :     2.49586     2.45936     1.80845
Cv (kJ/(kg)(K))  :     2.11983     2.08333     1.43242
Cp/Cv            :     1.17739     1.18049     1.26251
Gamma            :     1.17739     1.18049     1.26251
Vson (m/s)       :  1103.19366  1076.27399   596.88899

Ae/At            :                 1.00000    87.53284
A/dotm (m/s/atm) :                22.92130  2006.36617
C* (m/s)         :              1604.49076  1604.49076
Cf               :                 0.67079     1.87997
Ivac (m/s)       :              1987.98870  3116.71079
Isp (m/s)        :              1076.27399  3016.39248
Isp/g (s)        :               109.74940   307.58643

<skipped>


[pkl]

Ну, Вы взяли нижнюю оценку, я - верхнюю. А реальность где-то посередине, т.е 5%.
Знаете, с этими космическими проектами все так странно происходит.
Вот возьмем Маска. Все старались делать УИ двигателей максимальными. Он сделал с меньшим УИ, но легкий и выиграл.
В 60-х годах в Америке много фирм пытались влезть в космическую отрасль. Была одна фирма, которая сделала водородный движок, типа макет, на десяток тонн тяги. Точнее сделали и прожгли их несколько вариантов. Но в дело не пошли. Фирма разорилась. Не пошли по простой причине УИ был ниже чем у других, где-то в районе 420-430 с.  И тогда ни кто не обратил внимания, что масса этого движка была почти в 2 раза меньше, чем у аналогов других фирм. Ничего не напоминает? 

Тут видно всё дело в том, что 1 кг топлива стоит так мало, что его ценой можно пренебречь, она всё равно в пределах погрешности расчётов стоимости. А 1 кг конструкции ракеты, а тем более двигателя стоит дороже 1 кг золота. Поэтому выгоднее делать ракету полегче и пообъёмистей, неплотной, если можно так сказать. Топливо наоборот, лучше подобрать поплотнее, чтобы заливать его туда побольше. При этом хорошо бы, чтобы двигателей у ракеты было поменьше.

[pkl]

Результаты CPropep для 98% перекиси, RP-1, соотношение масс компонентов 100:15. Давление в камере 70 атм, на выходе - 0,05 атм, степень геометрического расширения сопла - 87,5, модель - "замороженная", она даёт заниженный УИ. УИ получается 3016 м/с.

Гм... Движок, конечно, можно сделать, опираясь на уже пройденный опыт с керосиновыми ЖРД и тогда может получиться агрегат, примерно аналогичный РД-191 по у.и. Гммм... Тут есть над чем задуматься. Да, несмотря на высокую плотность пары керосин + перекись, ракета получается большая. Но... одноступенчатость означает отсутствие полей падения /вот ещё где экономия может быть!/. Завод по постройке такой ракеты можно разместить на берегу моря или даже реки, а запускать её с плавучей платформы. У нас, допустим, изготавливать в Самаре и запускать из акватории Каспийского либо Чёрного морей. При этом перекись снимает вопросы с хранением окислителя на время перехода к точке запуска.

[azvoz]

Как я уже сказал, у.и. современных двигателей и весовое совершенство баков позволяют,...

Что то при сравнении СЛС и Сатурн-5 не заметно увеличений ни УИ, ни весового совершенства баков.

У SLS картину здорово ускорители портят. Если же сравнивать двигатели, то у J-2 он 425 сек, а у RS-25 /который SSME/ - 363 - 452,5 сек. Думается, американцы бы смогли, если бы озадачились.

Так у SSME возраст почти полтинник. так что ваш пример работает в пользу моей точки зрения.

[avmich]

Да, несмотря на высокую плотность пары керосин + перекись, ракета получается большая.

В числах: пускай плотность 98% перекиси 1,4 кг/л, керосина - 0,8 кг/л. Тут соотношение масс 100:15, значит, 115 кг топлива будет иметь объём 100/1,4+15/0,8=71,43+18,75=90,18 л, общая плотность 1,27 кг/л. У ЖК/керосина плотности 1,14 и 0,83, соотношения масс 2,63:1, что даёт для 363 кг топлива объём 263/1,14+100/0,83=230,7+120,5=351,2 л, и общую плотность 1,03 кг/л. Отношение плотностей почти 5 к 4.

[avmich]

Мне, честно говоря, нравится слегка модифицированная схема, которая двухступенчатая, но без некоторых её недостатков - assisted single stage to orbit, ASSTO, где первая ступень летает только вверх-вниз. Это снижает требования к этой первой ступени - получается такой привязанный к точке старта буксир, который можно сделать особо прочным, с большим запасом топлива на посадку, с кучей двигателей, позволяющих стартовать с большим ускорением и, соответственно, экономить на времени и гравитационных потерях, - ну и для второй ступени, которая "в одну ступень" выходит на орбиту, получается заметная экономия ХС, больше километра в секунду. Конечно, спейсэксовская возвращаемая первая ступень даёт большую добавку ХС, но она и более высокотехнологичная и, соответственно, дорогая. А этот вертикальный буксир в ASSTO может быть с большими запасами сделан.

[Верный Союзник с Окинавы]

к афере с угробищным Спэйс Шаттлом создавшей застой, кризис и сумбур на рынке средств выведения.

И каким образом он составил сумбур, застой и кризис на рынке выведения?

[Верный Союзник с Окинавы]

Как я уже сказал, у.и. современных двигателей и весовое совершенство баков позволяют,...

Что то при сравнении СЛС и Сатурн-5 не заметно увеличений ни УИ, ни весового совершенства баков.

У SLS картину здорово ускорители портят. Если же сравнивать двигатели, то у J-2 он 425 сек, а у RS-25 /который SSME/ - 363 - 452,5 сек. Думается, американцы бы смогли, если бы озадачились.

Ну как сказать, высокая тяга ускорителей уменьшает грав потери, причём сильно.

[Верный Союзник с Окинавы]

Ого! Я знал конечно, что "Атлас", сбрасывая стартовые ЖРД, ЦЕЛИКОМ выходил на ОИСЗ, но что это можно сделать на перекиси... признаться, я просто в шоке! Приятном, но всё-таки шоке!

Так смесь перекиси и керосина обладает высоким УИ.

277 сек. Не фонтан. Тут фишка в том, что стоимость топлива - 0,2 - 0,5% от стоимости пуска. Т.е. выгоднее налить больше топлива, нежели увеличить размеры ракеты.

Да что вы! BA-810 на вытеснительной подаче компонентов имел 282 секунды УИ и был построен в металле. А RPA Lite вообще говорит о вакуумном импульсе в 390 секунд для хорошего давления и степени расширения сопла... С ними реально конкурировать могут лишь метан-кислород и водород-кислород.

[Верный Союзник с Окинавы]

Ого! Я знал конечно, что "Атлас", сбрасывая стартовые ЖРД, ЦЕЛИКОМ выходил на ОИСЗ, но что это можно сделать на перекиси... признаться, я просто в шоке! Приятном, но всё-таки шоке!

Так смесь перекиси и керосина обладает высоким УИ.

277 сек. Не фонтан. Тут фишка в том, что стоимость топлива - 0,2 - 0,5% от стоимости пуска. Т.е. выгоднее налить больше топлива, нежели увеличить размеры ракеты.

Дополнительное топливо с собой ещё возить надо, а это масса, для подъёма которой нужны двигатели. Но если у нас упоротая дичь на вытеснительной подаче, которой пофиг, какую тягу выдавать, то почему бы и нет?

[Юрий Темников]

Мне, честно говоря, нравится слегка модифицированная схема, которая двухступенчатая, но без некоторых её недостатков - assisted single stage to orbit, ASSTO, где первая ступень летает только вверх-вниз. Это снижает требования к этой первой ступени - получается такой привязанный к точке старта буксир, который можно сделать особо прочным, с большим запасом топлива на посадку, с кучей двигателей, позволяющих стартовать с большим ускорением и, соответственно, экономить на времени и гравитационных потерях, - ну и для второй ступени, которая "в одну ступень" выходит на орбиту, получается заметная экономия ХС, больше километра в секунду. Конечно, спейсэксовская возвращаемая первая ступень даёт большую добавку ХС, но она и более высокотехнологичная и, соответственно, дорогая. А этот вертикальный буксир в ASSTO может быть с большими запасами сделан.

Ну нахрена козе Баян??Бустер будет как минимум вдвое тяжелее одноступа.Это значит нужен как у Ангары стартище, привязанные к его местоположению орбиты.НОвое ,это хорошо забытое старое.МАКС-проект который включал в себя МАКС-Т.Одноступ с воздушным стартом массой 295 т всеазимутальный, способный взлететь почти из любой точки планеты .С пн большей чем У Союза-5,а с экватора почти 20 т.Именно этот проект и послужил основой для обьединения проекта  КОРОНА  с проектом воздушного старта:Крылья для КОРОНы,крылья для россии.

[Дмитрий В.]

Мне, честно говоря, нравится слегка модифицированная схема, которая двухступенчатая, но без некоторых её недостатков - assisted single stage to orbit, ASSTO, где первая ступень летает только вверх-вниз. Это снижает требования к этой первой ступени - получается такой привязанный к точке старта буксир, который можно сделать особо прочным, с большим запасом топлива на посадку, с кучей двигателей, позволяющих стартовать с большим ускорением и, соответственно, экономить на времени и гравитационных потерях, - ну и для второй ступени, которая "в одну ступень" выходит на орбиту, получается заметная экономия ХС, больше километра в секунду. Конечно, спейсэксовская возвращаемая первая ступень даёт большую добавку ХС, но она и более высокотехнологичная и, соответственно, дорогая. А этот вертикальный буксир в ASSTO может быть с большими запасами сделан.

Эта схема обсуждалась на ФНК несколько раз. К сожалению, такая схема выведения ведёт к очень большим потерям ХС на программное управление на второй ступени, что ведёт к росту масс, габаритов и стоимости. Уход от вертикального подъёма бустера приводит к банальной схъеме обычной двухступенчатой РН со спасаемой первой ступенью.