Насколько большой может быть многоразовая первая ступень?

[telekast]

Я вот тут решил помочь оппонентам и посмотреть, как можно поправить, хоть как-то ситуацию. Подумалось, а чего это ТРД летит со старта "пассажиром"?

Тяга ТРД ничтожна в сравнении с ЖРД.

5т к 196 это +2,5% тяги. И плюс 7,5 сек к УИ. И все это за лишний килограмм керосина в секунду! Ничтожно, говорите? Ну - ну!
Я их тут пытаюсь вытащить из... А им все не так.

[pkl]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная.

[telekast]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная..

Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.

[pkl]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная..

Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.

Усложнение двигательной установки не оправдывает полученные выгоды. Короче, овчинка выделки не стоит.

[Владимир Шпирько]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная..

Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.

А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель?  Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный  агрегат. 
Например  двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др.  Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель.  Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов.  Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с.  Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане.  Ну это была вводная часть. 
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК.  Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12.  При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с.  Что при УИ 360с, даст  340 тонн-силы тяги.  Посчитано в минус - далее возможно увеличение.  Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги.  Далее разделение -  скорость 2...2,5М.  Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный  двигатель останавливается.  А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс.  Ступень тормозиться двигателем.  Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться.  При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД. 
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз.  и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.

[telekast]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная..

Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.

Усложнение двигательной установки не оправдывает полученные выгоды. Короче, овчинка выделки не стоит.

Какое усложнение ДУ?
В крылатом Байкале по умолчанию УЖЕ есть ТРД. Просто изначально он на старте не работает, а едет "пассажиром" и включается лишь на этапе возврата.

[telekast]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная..

Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.

А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель?  Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный  агрегат. 
Например  двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др.  Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель.  Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов.  Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с.  Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане.  Ну это была вводная часть. 
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК.  Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12.  При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с.  Что при УИ 360с, даст  340 тонн-силы тяги.  Посчитано в минус - далее возможно увеличение.  Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги.  Далее разделение -  скорость 2...2,5М.  Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный  двигатель останавливается.  А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс.  Ступень тормозиться двигателем.  Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться.  При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД. 
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз.  и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.

Не, не пойдет. Первая ступень в момент разделения имеет скорость около 6М(2+ км/сек) ВРД не осилит. ТК, в отличии от ракетного его тяга равна Gm * (V - C5), Gm - массовый расход газа, V - скорость полета, C5 - скорость истечения на срезе сопла. Я не помню ни одного ТРД с такой скоростью истечения. А 2,5М уже мало для работы ступени, добирать скорость придется за счёт второй и последующих. Не будет выигрыша, скорее наоборот. ТРД имеет смысл использовать вместе с ЖРД до 2,5М и до высоты километров 15-30 если скорость не превысит тех же 2,5М на этой дистанции. Иначе дешевле просто выключить "помогайку" и продолжать лететь на одном ЖРД.
Имху 

[Владимир Шпирько]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная..

Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.

А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель?  Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный  агрегат. 
Например  двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др.  Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель.  Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов.  Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с.  Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане.  Ну это была вводная часть. 
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК.  Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12.  При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с.  Что при УИ 360с, даст  340 тонн-силы тяги.  Посчитано в минус - далее возможно увеличение.  Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги.  Далее разделение -  скорость 2...2,5М.  Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный  двигатель останавливается.  А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс.  Ступень тормозиться двигателем.  Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться.  При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД. 
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз.  и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.

Не, не пойдет. Первая ступень в момент разделения имеет скорость около 6М(2+ км/сек) ВРД не осилит. ТК, в отличии от ракетного его тяга равна Gm * (V - C5), Gm - массовый расход газа, V - скорость полета, C5 - скорость истечения на срезе сопла. Я не помню ни одного ТРД с такой скоростью истечения. А 2,5М уже мало для работы ступени, добирать скорость придется за счёт второй и последующих. Не будет выигрыша, скорее наоборот. ТРД имеет смысл использовать вместе с ЖРД до 2,5М и до высоты километров 15-30 если скорость не превысит тех же 2,5М на этой дистанции. Иначе дешевле просто выключить "помогайку" и продолжать лететь на одном ЖРД.
Имху

Ну в моём варианте - тяга турбовального движка вообще не участвует в тяге ступени - на участке выведения (первой ступени) двигатель служит приводом Насосного Агрегата ракетного двигателя открытой схемы.  А уже потом - на участках снижения, полета и посадки он становиться маршевым.
С чем согласен, так это с тем, что всё это будет работать до 30км.  Ну может с +.  И соответственно растет (масса и стоимость)  вторая ступень. Но где-то до этой высоты и расходуется половина топлива.

[telekast]

5т к 196 это +2,5% тяги.

Вот я и говорю, что ничтожная..

Не нужно пренебрегать процентами. Прокидаетесь, как говорят картежники.
Кроме того, минута работы ТРД экономит больше полутонны топлива. Пара минут до высоты "отсечки" и тонна "лишнего" топлива на разгон, торможение, долет. Больше керосина, меньше локса. Это без форсажа считал.

А что если - не ТРД, а турбовальный двигатель?  Поясню фантазию - используем двигатель открытой схемы, а для привода насосного агрегата - используем переделанный турбовинтовой двигатель - вместо редуктора и воздушного винта, мультипликатор и насосный  агрегат. 
Например  двигатель НК-12 ( опять Н.Д.Кузнецов) выпускается более 60 лет, самолеты Ту-95, Ту-114,Ту-142, Ан-22 и др.  Из российских (советских) самый мощный и массовый турбовинтовой двигатель.  Мощность для авиационного варианта - 12500....15000л.с.(9200кВт...11000кВт) , межремонтный интервал - 150 часов.  Высота до 11000м. Мощность для газоперекачивающих станций НК-12СТ- 8500 л.с. и наработка до ремонта 11000часов. Минимальная мощность 4500л.с.  Для газоперекачивающей станции двигатель работает на природном газе! - Т.е. метане.  Ну это была вводная часть. 
А теперь предложение.
Первая многоразовая ступень (ускоритель) на метане/ЖК.  Двигатель открытой схемы с приводом НА от турбовального двигателя на основе НК-12.  При давлении в КС 100 атм =10МПа имеем массовый расход около 950кг/с.  Что при УИ 360с, даст  340 тонн-силы тяги.  Посчитано в минус - далее возможно увеличение.  Камер сгорания скорей всего - 2.
Двигатель работает до 11000м без потери мощности, далее до 15 000м со снижением до 60% мощности - что соответствует дросселированию двигателя и до 30 000м возможно с увеличением воздухозаборника и добавлением ЖК до 40% тяги.  Далее разделение -  скорость 2...2,5М.  Створки турбовального двигателя отсекают "свободную турбину" - привод НА и ракетный  двигатель останавливается.  А турбовальный двигатель становиться турбореактивным, причем уже включенным на реверс.  Ступень тормозиться двигателем.  Скорей всего- из-за нехватки кислорода двигатель скоро остановиться, но ступень затормозиться.  При достижении дозвуковой скорости, где-то на 45км раскрываем крыло и оперение, падаем/планируем.... и на высоте где получиться включаем ГТД. 
Как вариант раскрываем не крыло, а воздушные тормоза - а-ля решетчатые рули/стабилизаторы САС Союз.  и то же на высоте где получится включаем двигатель, и совершаем реактивную посадку на ГТД.

Не, не пойдет. Первая ступень в момент разделения имеет скорость около 6М(2+ км/сек) ВРД не осилит. ТК, в отличии от ракетного его тяга равна Gm * (V - C5), Gm - массовый расход газа, V - скорость полета, C5 - скорость истечения на срезе сопла. Я не помню ни одного ТРД с такой скоростью истечения. А 2,5М уже мало для работы ступени, добирать скорость придется за счёт второй и последующих. Не будет выигрыша, скорее наоборот. ТРД имеет смысл использовать вместе с ЖРД до 2,5М и до высоты километров 15-30 если скорость не превысит тех же 2,5М на этой дистанции. Иначе дешевле просто выключить "помогайку" и продолжать лететь на одном ЖРД.
Имху

Ну в моём варианте - тяга турбовального движка вообще не участвует в тяге ступени - на участке выведения (первой ступени) двигатель служит приводом Насосного Агрегата ракетного двигателя открытой схемы.  А уже потом - на участках снижения, полета и посадки он становиться маршевым.
С чем согласен, так это с тем, что всё это будет работать до 30км.  Ну может с +.  И соответственно растет (масса и стоимость)  вторая ступень. Но где-то до этой высоты и расходуется половина топлива.

А в чем профит от замены обычного ракетного ТНА, на турбовальник? По массе серьезно проигрываем. ДУ серьезно усложняется, удорожается, снижается надёжность. "Нормальный ТНА все равно потребуется на высоте выше отсечки ГТД. Экономим кислород из баков ракеты? Сколько уходит топлива на привод ТНА? Окупится такая экономия? Мне представляется, что нет.
Имху 

[Владимир Шпирько]

Ну в моём варианте - тяга турбовального движка вообще не участвует в тяге ступени - на участке выведения (первой ступени) двигатель служит приводом Насосного Агрегата ракетного двигателя открытой схемы.  А уже потом - на участках снижения, полета и посадки он становиться маршевым.
С чем согласен, так это с тем, что всё это будет работать до 30км.  Ну может с +.  И соответственно растет (масса и стоимость)  вторая ступень. Но где-то до этой высоты и расходуется половина топлива.

А в чем профит от замены обычного ракетного ТНА, на турбовальник? По массе серьезно проигрываем. ДУ серьезно усложняется, удорожается, снижается надёжность. "Нормальный ТНА все равно потребуется на высоте выше отсечки ГТД. Экономим кислород из баков ракеты? Сколько уходит топлива на привод ТНА? Окупится такая экономия? Мне представляется, что нет.
Имху 

Считать надо... но с этим попозже.  Ответы на некоторые вопросы:
Сколько топлива уходит на привод ТНА? В открытой схеме 8...10%  кислорода чуть больше, горючего чуть меньше - это для снижения температуры газа до той, что выдержат лопатки турбины.  Это топливо не участвует "в тяге" и поэтому УИ на этот процент и ниже, чем в закрытой схеме. 
Основной смысл - вовсе не экономии кислорода.  Т.к. Воздушно-реактивные двигатели - всех типов работают на  высотах до 30км, а на этой высоте скорость при старте - 2...2,5М.  То идея в создании многоразовой первой ступени  работающей ДО этой высоты - БЕЗ геморроя по поводу торможения и раскрытия крыла на гиперзвуке, входе в плотные слои атмосферы и др.  Ну и заодно что бы ТРД не летел "пассажиром" до разделения.
Но еще раз - считать надо.