Крыло-СВ — многоразовая крылатая ступень ракеты легкого класса

[Demir_Binici]

". то ТНА достаточно было бы одного .."  Так ТНА и так один в большинстве двигателей.  Выхлоп за критикой - это открытая схема и, т.е часть топлива НЕ участвует в создании тяги,  Вы сразу теряете УИ.

В данном теоретическом случае - это НЕ открытая схема, но и НЕ закрытая. Подаваемое в ТНА горючее полностью сгорает в окислителе. Нет впустую выбрасываемого в пропасть горючего как в открытой схеме, но и нет лишь частично использованного окислителя, который в закрытой схеме подают в камеру сгорания. (В объяснении пара кислород и керосин.)
Но на практике, используя доступные на сегодняшний день материалы, такую схему реализовать нельзя.

[Pretiera]

". то ТНА достаточно было бы одного .."  Так ТНА и так один в большинстве двигателей.  Выхлоп за критикой - это открытая схема и, т.е часть топлива НЕ участвует в создании тяги,  Вы сразу теряете УИ.

В данном теоретическом случае - это НЕ открытая схема, но и НЕ закрытая. Подаваемое в ТНА горючее полностью сгорает в окислителе. Нет впустую выбрасываемого в пропасть горючего как в открытой схеме, но и нет лишь частично использованного окислителя, который в закрытой схеме подают в камеру сгорания. (В объяснении пара кислород и керосин.)
Но на практике, используя доступные на сегодняшний день материалы, такую схему реализовать нельзя.

И не нужно, холодный ТНА не баг а фича. 
Выйгрыш от предложений Лободы будет мизерный, лучше уж детонацинки

[Владимир Шпирько]

Выхлоп за критикой - это открытая схема и, т.е часть топлива НЕ участвует в создании тяги,  Вы сразу теряете УИ.  За счет чего Вы получите больший УИ?

Если топливо ВСЁ сгорело - то оно ВСЁ участвует в создании тяги.

Сгорело ВСЁ топливо,  но НЕ ВСЁ сгорело в КС, часть в ?газогенераторе? после которого продукты сгорания расширяясь привели в действие турбину ТНА. И =>  не создали тяги. 

[Владимир Шпирько]

В принципе, для рассматриваемого случая можно в "потеющие" лопатки подавать кислород из дренажа, охлаждая их очень эффективно

Дренаж чего? 

Хитров..задуманных схем двигателей видимо-невидимо и в ВРД и РД и ДВС и др... но реально работают не так уж много. Причем они уже кажутся простыми.

Дренаж кислорода из кислородного бака ракеты. В ГТД лопатки часто делают охлаждаемым, например устраивают в них каналы в которые подаётся воздух отбираемым из компрессора. Воздух охлаждает лопатку и выбрасывается в газовоздушной тракт через систему выпускных отверстий на теле лопатки, или микропоры("потеющие" лопатки). Кроме того этот воздух может создавать газовую завесу, прослойку которая снижает контакт с горячими газами, что тоже снижает температуру лопаток. Если врезать в канал подвода охлаждающего воздуха от компрессора к лопаткам магистраль из дренажа кислородного, скажем, бака, то можно существенно улучшить охлаждение, тк испарившийся и выбрасываемый "попусту" кислород имеет весьма низкую температуру. А так пойдет в дело с немалой пользой.
Что до хитровыдуманности... Ну, а что ж Вы хотите, влезть на ёлку и не оцарапаться?

Для РАКЕТНОГО двигателя нет такой проблемы, как температура лопаток.  Турбина в составе ТНА работает при громадном избытке одного компонента, как правило окислителя. 8...10% горючего и весь окислитель.  А больше ТУРБИН в ракетном двигателе нет.
  Если же Вы про ВРД, то как правило в них нет баков/баллонов с кислородом.
Или же у Вас какая-то химера из РД и ВРД?

Я про идею использования ТРД в пакете на взлете. Про то, с чего я и начинал этот разговор, про Ваш НК-32, в частности. В нем же лопатки есть?

Отвечаю только на Ваш пост.  Тут много других не Ваших..... но о них отдельно.
 Двигатель НК-32 не мой, в Кузнецовский... я просто привел его в сравнении с ракетным двигателем РД-107/108, как менее теплонапряженный, но с большим ресурсом - именно за счет меньших тепловых нагрузок.  О использовании его на взлете - это Ваше предложение и его надо обсчитать....  Чуть раньше я предлагал в другой теме использовать другой двигатель Кузнецова - НК12 на метане как привод ТНА. 
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=24063.msg2659989#msg2659989

[Дем]

Сгорело ВСЁ топливо,  но НЕ ВСЁ сгорело в КС, часть в ?газогенераторе? после которого продукты сгорания расширяясь привели в действие турбину ТНА. И =>  не создали тяги. 

Энергия сгорания, через турбину ТНА и дальнейший тракт - всё-таки попала в КС.
Ну и напомню что есть ещё один (хоть и не использованный) вариант - с независимым дожиганием газов после ТНА в отдельном сопле более низкого давления.

[Владимир Шпирько]

Сгорело ВСЁ топливо,  но НЕ ВСЁ сгорело в КС, часть в ?газогенераторе? после которого продукты сгорания расширяясь привели в действие турбину ТНА. И =>  не создали тяги. 

Энергия сгорания, через турбину ТНА и дальнейший тракт - всё-таки попала в КС.
Ну и напомню что есть ещё один (хоть и не использованный) вариант - с независимым дожиганием газов после ТНА в отдельном сопле более низкого давления.

Да. Есть и такой способ - и это часто рулевые сопла..... Но спор начался с "выброс за КРИТИКУ".  

[Владимир Шпирько]

Количество движения? на единицу топлива - это как.  Кол-во движения = импульс = масса х скорость.  А если РД стоит на стенде - переданный импульс = 0.  И что у РД УИ=0?

Переданный Импульс J = FΔt. У РД на стенде с ним все в порядке.

[color=rgba(255, 255, 255, 0.75)]Для РАКЕТНОГО двигателя нет такой проблемы, как температура лопаток.  Турбина в составе ТНА работает при громадном избытке одного компонента, как правило окислителя. 8...10% горючего и весь окислитель.  А больше ТУРБИН в ракетном двигателе н[/color]

Конечно есть проблема. Если бы у нас были рабочие сплавы на 5500+ или на температуру сгорания смеси, то ТНА достаточно было бы одного, пускать туда стехиометрическую смесь или смесь с макс УИ. Выхлоп в закритику сопла. Никаких дожиганий после ТНА было бы не нужно, при более выском УИ. Можно было поднять давление в камере ближе к давлению в насосе.

В данном случае я отвечаю Вам.  А о предложении telekast`a здесь не говорим. 
". то ТНА достаточно было бы одного .."  Так ТНА и так один в большинстве двигателей.  Выхлоп за критикой - это открытая схема и, т.е часть топлива НЕ участвует в создании тяги,  Вы сразу теряете УИ.  За счет чего Вы получите больший УИ?

В тексте написано, что подавать в ТНА стехиометрическую смесь.
Какая часть топлива с Вашей точки зрения  в этом случае не участвует в создании тяги?
Зачем в этом случае вообще нужна закрытая схема?
ПС в первую очередь УИ выше за счет достижимости кратно более высокого давления в камере, при том же давлении в ТНА.
 ".. при том же давлении в ТНА." давление на турбине или же на насосах?

Отвечу не очень вежливо - вопросом на вопрос.  
Какая часть топлива (горючее/окислитель) в стехиометрии - прошла через ТУРБИНУ ТурбоНасосногоАгрегата?  Через Насос ТНА естественно прошло всё топливо.  

[Pretiera]

Мы уже выяснили что НК-32 более теплонапряжен, и критики РД теперь предлагают испортить и его, дабы обидно не было! 

[Владимир Шпирько]

Мы уже выяснили что НК-32 более теплонапряжен, и критики РД теперь предлагают испортить и его, дабы обидно не было!

Да ну!? И где же это выяснили? Он конструктивно более сложен, состоит из большего числа узлов и деталей..... а вот тепловые нагрузки  в нем НИЖЕ чем даже в РД107/108.

[Pretiera]

Мы уже выяснили что НК-32 более теплонапряжен, и критики РД теперь предлагают испортить и его, дабы обидно не было!

Да ну!? И где же это выяснили? Он конструктивно более сложен, состоит из большего числа узлов и деталей..... а вот тепловые нагрузки  в нем НИЖЕ чем даже в РД107/108.

Где? В критике сопла? Для камеры и сопла это не проблема это не сложная относительно деталь обеспечить работу которой в условиях РД много проще нежели работу турбины в ТТ РД, тем более сравнимых характеристик. 
Значительная часть сложных и динамических элементов НК-32 работают в худших условиях нежели простая маленькая турбина ТНА РД. 

[Владимир Шпирько]

Мы уже выяснили что НК-32 более теплонапряжен, и критики РД теперь предлагают испортить и его, дабы обидно не было!

Да ну!? И где же это выяснили? Он конструктивно более сложен, состоит из большего числа узлов и деталей..... а вот тепловые нагрузки  в нем НИЖЕ чем даже в РД107/108.

Где? В критике сопла? Для камеры и сопла это не проблема это не сложная относительно деталь обеспечить работу которой в условиях РД много проще нежели работу турбины в ТТ РД, тем более сравнимых характеристик.
Значительная часть сложных и динамических элементов НК-32 работают в худших условиях нежели простая маленькая турбина ТНА РД.

Вы б хотя бы уточнили тогда - турбина РД-107/108.  Хотя скорость вращения у этой маленькой перекисной турбины за 20000 об/мин, что больше чем у НК-32 на форсаже - 12000 об/мин. 
Потому что если Вы пишите просто РД - то можно сравнить и РД - закрытой схемы. А там параметры газа на турбине гораздо более напряженные.

[Кот Бегемот]

— Еще, насколько известно, у нас в стране прорабатывается проект крылатой космической ракеты. Не могли бы рассказать про него?
— Есть такая работа, космический аппарат называется «Крыло-СВ». Это малый носитель легкого класса, при этом возвращаемый. Он на других принципах многоразовость обеспечивает. Если в «Амур-СПГ» — это реактивное возвращение первой ступени, то у «Крыла-СВ» — это крылатое возвращение по типу самолета. Работа находится на стадии разработки двигателя. Сверхлегкий носитель имеет свою нишу, потому что для замены отдельных малых или средних аппаратов в многоспутниковых группировках бессмысленно отправлять в космос тяжелую ракету. Выведение, развертывание — да, но когда у тебя один аппарат вышел из строя и его надо заменить, то гораздо дешевле использовать сверхлегкий носитель. «Крыло-СВ» — это сверхлегкий класс.

https://prokosmos.ru/2024/10/03/nam-ne-nuzhen-svoi-mask-gendirektor-agata-o-lokomotive-rossiiskoi-kosmonavtiki

[Димитър]

«Крыло-СВ»

А что-то по теме делается?

[Большой]

«Крыло-СВ»

А что-то по теме делается?

Павел Пушкин говорит что этот проект закрыт. https://vk.com/pushkinps