Доступный для России супертяж

[Raul]

Испытание масштабируемого демонстратора двигателя на СПг для многоразового супертяжа.

https://vesti-ural.ru/2021/10/05/148389/

Ну все, вопрос с супертяжем решен. Расходимся чтобы не вести треп попусту, на Южном Урале все сделают. 

Наступает новая эра российской космонавтики. На Урале пришло испытание принципиально нового многоразового ракетного двигателя.
...
«Из камер сгорания истекают продукты сгорания с температурой выше трёх тысяч градусов со звуковой скоростью.  Контактируя с центральным телом, происходит дальнейшее ускорение потока продуктов сгорания, что приводит к превращению тяги двигателя»,
...
Ракета сможет отправлять в космос пассажиров и грузы весом до трёхсот тонн.

[Андрей Иванов]

[Андрей Иванов]

"Шахмат" ...
...
Красавцы ...

[Sam Grey]

"Шахмат" ...
...
Красавцы ...

Согласен. Года через три можно будет забить на все эти Амуры-СПГ и прочие Союзы-5/6/7 и начинать делать Новую Ракету.

[Шестопер239]

Нет, тут не в косолапости дело.

Проблема в том, что у нас в российской космонавтике нет ни одного человека, который умеет зарабатывать деньги. Не получать их, работая по найму, а именно зарабатывать. То есть организовать коммерческий космический проект с целью извлечения из него прибыли, и полностью нести за него ответственность. Нет предпринимателей. Они отсутствуют, как класс.

Может в России вообще нет людей, умеющих зарабатывать деньги? Нет, они есть. Но среди них нет ни одного, кому был бы интересен космос. Такие люди в российском бизнесе тоже отсутствуют, как класс.

И вот эти две реальности, они существуют параллельно, никак не пересекаются. И пока они не пересекутся, никакого развития космонавтики у нас не будет.

Лин с его командой, при всём к нему уважении, не в счёт. У него малый бизнес, на котором невозможно заработать сколь-нибудь ощутимый стартовый капитал, позволяющий всерьёз заняться космическими делами.

Если вспомнить Маска, то очень хорошо видно, что он раскручивался отнюдь не на космической мелочи. Первые свои двести миллионов он заработал на деле, не имеющем никакого отношения к космосу, да зато пользовавшееся серьёзным спросом.

И главная трудность в том, чтобы научиться зарабатывать деньги на прибыльном деле, далёком от космоса, но при этом не забыть о космосе. По-видимому, Илон Маск - первый в мире человек, которому это удалось.

И если даже в Америке (!) такой человек появился лишь недавно, что уж говорить про нас.

А до него в американской космонавтике была примерно такая же хрень, как у нас. С поправкой на бОльшие количественные показатели. Но качественной разницы не было.

Теперь она есть.

А что, до Маска коммерческой космонавтики не существовало?
Полвека уже известно — если такие области деятельности космонавтики, на которые есть платежеспособный спрос. А есть такие, на которые можно только административным решением перебросить ресурсы, созданные в других отраслях.
Сомневаюсь я, что Маск много заработает на полетах к Марсу. Или, например, на исследовании Плутона, если он этим займется. Пока что он занимался только коммерческой космонавтикой, а пилотируемый корабль делал на государственные деньги. В чем он молодец — хорошо понимает механизмы снижения стоимости продукции, как Форд со своим конвейером.
Ну так и государства в целом тоже занимались и прибыльной деятельностью, и за счет этого финансировали НИОКР и чистую науку. В этом Маск нисколько не оригинален.
Проблема российской космонавтики не том, что там не умеют зарабатывать. Там как раз неплохо зарабатывают — в основном за счет доения бюджета, то если за счет труда вилланов всея Руси. Зарабатывать деньги на коммерческих пусках и совершать качественные прорывы в космонавтике типа посадки на Оберон — а зачем, их и так неплохо кормят, а сама по себе космонавтика этим людям не интересна.
Есть и внешний фактор — международный рынок коммерческих пусков во многом подвержен политическому влиянию США. Американские санкции сильно подрубили коммерческую деятельность Роскосмоса. Посмотрел бы я на успехи Маска, если бы ему так же перекрывали кислород.

Россия может успешно развивать космонавтику ровно в одном случае: если будет принято цивилизационное решение о достижении технологической независимости от Запада и Китая, и, в более удаленной перспективе, об уходе от однопланетной цивилизации к космической. Это потребует колоссальных усилий по развитию в первую очередь образования и науки, а затем затрат ресурсов не только на комплексную автоматизацию промышленности, сельского хозяйства,  транспорта и сферы услуг, не только на прикладную связную и военную космонавтику, не только на фундаментальную астрономию, но и на отработку переноса всех аспектов человеческой деятельности в космос.

[Quetzalcoatl]

Испытание масштабируемого демонстратора двигателя на СПг для многоразового супертяжа.

https://vesti-ural.ru/2021/10/05/148389/

И пока что сделать такую силовую установку смогли только уральские учёные и инженеры. «У американцев была подобная система сделана неудачно, не получилось. Пошли отказы, они прекратили работы. Мы сделали так, что у нас всё работает», — рассказал проректор по образовательным центрам ЮрГУ Сергей Ваулин.

Проректор рассказывает про клиновоздушный РД (aerospike engine), что ли?  Дык, Rocketdyne более четверти века назад сделала и испытала свой XRS-2200. И студенты из CSULB баловались с таким двигателем. Да, и НАСА тоже. 

[Шестопер239]

Так вот, когда я смотрю на почивший проект российского СТК - то упорно кажется, что его создатели даже не задумывались об оптимальности... А вместо этого пытались извлечь максимум финансирования из существующих технологий. Такие проекты тоже известны - фрегат Ваза, например. Т.е. здесь не только врожденное неумение вести бизнес (это было бы полбеды), но и отсутствие инженерной мысли. Все очень сильно запущено.

Понятие оптимальности не имеет смысла без привязки к целевой функции. Облик российского СТК-1 сформирован по критерию минимальных затрат на разработку с учётом ограничений на грузоподъёмность и т.д. Любое другое техническое решение будет дороже в разработке, но может быть дешевле в производстве и стоимости запуска.

Создание целевой функции и подбор ограничений - это 80% инновационной работы. Остальные 20% уходят на минимизацию затрат (это может занять довольно времени, поскольку инженеры должен догадаться, как именно минимизировать).

Напомнить, как создавалась целевая функция СТК? (Вы это знаете, конечно, но повторимся):

https://argumenti.ru/society/2021/09/737445

- Здесь очень хорошая площадка. Мы её долго выбирали. Сейчас работа разворачивается в полном объёме. К 2015 году планируется уже осуществлять отсюда первые пуски, а к 2018 году - уже пуски для пилотируемых полётов. Ну и конечно, следующий этап, к 2020 году, надеюсь, уже будем осуществлять пуски сверхтяжёлых ракет. Первоначально планировали до 55 тонн, но специалисты считают, что нужно выходить на больший объём.

Ограничения выбрали неправильно.

Ограничение на массу ПГ задаются не теми людьми, которые проектируют РН, а теми, кто занимается решением целевой задачи. По отношению к целевой нагрузке РН вторична.
А целевые функции не требуют времени и усилий на разработку - они описаны в учебниках. Задача проектанта выбрать нужную под конкретные условия. Условия использования супертяжа - это крайне редкие пуски (1 пуск в год - это уже хорошо) для решения уникальных задач, соответственно, доля затрат на разработку в общей стоимости программы веелика, и затраты на разработку - логичный критерий для минимизации. Вот если бы супертяж стартовал раз в 20 в год, тогда логичным был бы критерий удельной стоимости выведения или стоимость пуска.

В учебниках как раз расписаны условия, при которых супертяж будет летать и 20, и 200, и 2000 раз в год.
Но современное господствующий класс РФ способен реализовать эти условия не более, чем слабоумный Иван Пятый (брат и соправитель Петра Алексеевича) был бы способен единолично выиграть Северную войну.

Как вариант: достижение стратегического паритета с Китаем и США потребует развертывания энергетических мощностей порядка 1 ТВт (для развития промышленности и транспорта, а также для подъема уровня жизни населения). Если порядка 30% этих новых мощностей обеспечивать за счет орбитальной генерации — при развертывании группировки СКЭС за 30 лет понадобится ежегодно вводить в строй 10 ГВт. Это сто килотонн в год на ГСО, или порядка 300-400 килотонн на НОО.
Не считая прочих задач для СТК.

[Андрей Иванов]

"Шахмат" ...
...
Красавцы ...

...
В принципе , не обязательно быть таким умным как я  ( сам себя не похвалишь, ни кто не похвалит)...
... что бы понять ... , что речь идет о двигателе РН Корона ГРЦ Макеева ......
...
ПН 300т названные репортаже это конечно оговорка ... 300т общий вес изделия на старте ..
ПН на НОО 7т по открытым источникам ... там же в открытых источниках,  говорится о двигателе - жидкостный реактивный двигатель внешнего расширения с центральным телом.
.. о чем собственно и озвучено в репортаже.

[Дмитрий В.]

Ограничение на массу ПГ задаются не теми людьми, которые проектируют РН, а теми, кто занимается решением целевой задачи. По отношению к целевой нагрузке РН вторична.

Это целевая ошибка номер 1. Чтобы не отходить от заявленной лунной задачи - представьте себе фон Брауна, ракета которого вторична по отношению к выбранной кем-то схеме прямого перелета. C экипажем из 4 человек, которые полетят со всеми удобствами. Какое там ограничение на Мст получалось?

.

8
Если бы офис Проекта Аполлон сказал лететь по прямой схеме, то Центр Маршалла (ВфБ) делал бы Сатурн С-8

[Верный Союзник с Окинавы]

Тогда лететь на НОО придется в три ступени -- иначе на долю вытеснительной второй ступени придется слишком большая ХС.

И чё? Уже в верхних слоях атмосферы УИ не зависит от давления в КС и в баке.

Вообще полностью вытеснительный носитель имеет смысл делать двухступенчатым только с водородом на второй ступени, иначе очень малое мю ПН. Если водород не использовать ради удешевления -- то нужны 3 ступени. 

Водород не так уж и плох.

Три метановые ступени выводят на НОО примерно столько же, сколько метановая и водородная -- в одноразовом варианте 2,3-2,5% стартовой массы. 

Двухступенчатый метановый носитель с насосными ненапряженными ЖРД открытой схемы выведет  больше, около 3,2-3,6%.

Falcon 1e на вытеснительной второй ступени и чистом керосине должен был иметь 2,1% МюПН, и это при очень маленькой ТВР в 1,2.

[Верный Союзник с Окинавы]

И все изменится на время пока жив Маск.

А ведь это идея...

"Только без жертв!"

Я давно подозреваю, что Маск на самом деле - инопланетянин, застрявший на Земле по технической причине. Потому и строит ракеты из доступных здесь технологий. Я тебя слепила из того, что было. Ему просто хочется домой.

А потому надо просто дать ему построить что он там хочет да и отпустить себе с богом.

И снова станет тихо.

[Quetzalcoatl]

Если бы офис Проекта Аполлон сказал лететь по прямой схеме, то Центр Маршалла (ВфБ) делал бы Сатурн С-

Да, C-8 - это монстра! 8 F-1 на первой ступени диаметром 12,2 метра. И ПН на НОО 210 тонн! СШ грустно курит в сторонке. 

[Верный Союзник с Окинавы]

При возврате в точку старта масса топлива, необходимого для возврата, сравнима с самолётной схемой, только проще конструкция.

По факту нет.

Falcon 9 FT при RTLS (Return to the landing site) развивает ПГ в 3,5 тонны на ГПО. Для открытого цикла и двух ступеней - дофига, на самом деле.

Но главный недостаток крылатой системы - она впринципе не может дасть большой ХС и возможности долго работать.

Долгоработающая первая ступень улетит далеко и высоко, и потом её понадобится ТПЗ для возвращения, либо торможение движками.

Т.е. спасаемая первая ступень вынуждена быть маленькой, а одноразовой второй ступени придётся выполнять за неё всю работу.

Толку-то, всё равно спасается малая часть ракеты.

[Верный Союзник с Окинавы]

При возврате в точку старта масса топлива, необходимого для возврата, сравнима с самолётной схемой, только проще конструкция.

Нет, такая же масса при посадке по трассе, но с тормозным импульсом перед входом в атмосферу.

Там рассматриваются 3 варианта:
1. Аэродинамическое торможение, реактивные посадка
2. Предварительное торможение, реентри бёрн, реактивная же посадка
3. Разворот в сторону старта, реактивная посадка на космодроме запуска.

Вот те +88% к массе одноразовой ступени относятся ко второму варианту. При третьем доп.масса возрастает до +160%. Оценка увеличения массы самолетной ступени + 90-100%

Не выгоднее ли схема с маленькими трапециевидными крыльями (вместо поворотного прямого крыла большого удлинения), без шасси, с аэродинамическим торможением обтекателем (вместо первого большого тормозного импульса), с возвратом к точке старта и ракетно-динамической посадкой на конечном этапе?

Нескладываемое трапецевидное крыло придётся сильно укрепить для входа в атмосферу.

Трапецевидное крыло = малое аэродинамическое качества = летающий утюг.

Обтекатель весит, да и это сжимающая нагрузка на ракету. И тормозить кончиком носа не так уж удобно и эффективно.

Если всё ради ракетной посадки в конце, то нафуа весь цирк с этим крылом и т.п.?

Фиг его знает... было когда-то исследование планеров с фиксированным треугольным и раскладным прямым крылом как бы не для Байкала как раз. Вроде прямое получалось чуть легче. Там же еще разное АДК - с прямым планирует намного дальше, что для возврата на 1000 км очень критично.

Хотя нельзя исключать, что подгонялось или делалось с оглядкой на старые разработки по крылатым блокам А Энергии-2...

В любом случае возврат к месту старта значительно уменьшает ПН, тут надо считать, что выгоднее, может и стоит сделать пару площадок по трассам полета в местах удобных для того, чтобы потом по воде тащить на СК...

И летать на Запад, как в Израиле?

[Павел73]

Может в России вообще нет людей, умеющих зарабатывать деньги? Нет, они есть. Но среди них нет ни одного, кому был бы интересен космос.

Было парочку кажется... Уже нету...

Это кто же?

[Raul]

Ограничение на массу ПГ задаются не теми людьми, которые проектируют РН, а теми, кто занимается решением целевой задачи. По отношению к целевой нагрузке РН вторична.

Это целевая ошибка номер 1. Чтобы не отходить от заявленной лунной задачи - представьте себе фон Брауна, ракета которого вторична по отношению к выбранной кем-то схеме прямого перелета. C экипажем из 4 человек, которые полетят со всеми удобствами. Какое там ограничение на Мст получалось?

Если бы офис Проекта Аполлон сказал лететь по прямой схеме, то Центр Маршалла (ВфБ) делал бы Сатурн С-8

При экипаже в 4 человека (как на Орле) и того бы не хватило...

[Alexandr_A]

При возврате в точку старта масса топлива, необходимого для возврата, сравнима с самолётной схемой, только проще конструкция.

По факту нет.

Falcon 9 FT при RTLS (Return to the landing site) развивает ПГ в 3,5 тонны на ГПО. Для открытого цикла и двух ступеней - дофига, на самом деле.

Но главный недостаток крылатой системы - она впринципе не может дасть большой ХС и возможности долго работать.

Долгоработающая первая ступень улетит далеко и высоко, и потом её понадобится ТПЗ для возвращения, либо торможение движками.

Т.е. спасаемая первая ступень вынуждена быть маленькой, а одноразовой второй ступени придётся выполнять за неё всю работу.

Толку-то, всё равно спасается малая часть ракеты.

Если на самолетной ступени применить комбинированный ТРД-ракетный, где-то есть такой патент, то и тормозить будет чем и он может работать с момента старта, давая хоть небольшую тягу, но с большим УИ.

[Верный Союзник с Окинавы]

"Шахмат" ...

Пф, первооткрыватели, блджад...



Ну фраза про 300 тонн в космос одной ступенью...

Звуковое истечение газов из сопла...

[Верный Союзник с Окинавы]

Если бы офис Проекта Аполлон сказал лететь по прямой схеме, то Центр Маршалла (ВфБ) делал бы Сатурн С-

Да, C-8 - это монстра! 8 F-1 на первой ступени диаметром 12,2 метра. И ПН на НОО 210 тонн! СШ грустно курит в сторонке. 

У СШ 250 тонн в расходуемом варианте, так-то. Ну и 700 * 8 = 5600, а 33 * 170 = 5610, но там и УИ выше.

[Верный Союзник с Окинавы]

... что бы понять ... , что речь идет о двигателе РН Корона ГРЦ Макеева ......

Им до движка, и тем более до РН, как до Пекина на корточках.