И снова АКС.

[Старый]

Вот как выглядит Геофизика:
http://www.airwar.ru/image/idop/spy/m55/m55-1.gif

[avmich]

Ещё бы размеры были проставлены, совсем хорошо было бы.

Лин, нужно достаточно рано понять, какой ЖРД использовать. Он и УИ задаст, и соотношение окислителя и горючего, и даже необходимое давление в баках, которое нужно для расчёта веса.

Нужен кислород-водородный ЖРД с массой не больше 140 кг, тягой не меньше 4,5 тонн, возможно большим УИ. Есть и ещё пожелания, но эти вроде бы основные.

250 кг для баков, на мой взгляд, много.

[Зомби. Просто Зомби]

Вот как выглядит Геофизика:
http://www.airwar.ru/image/idop/spy/m55/m55-1.gif

Глядя на такое безобразие сразу становится очевидным: надо делать нормальную аэрокосмическую многоразовую ступень (кольцевой ракетный блок на ВРД) с вертикальной посадкой :roll:

[Зомби. Просто Зомби]

Долой полумеры и праздношатания! :mrgreen:

[Старый]

Ещё бы размеры были проставлены, совсем хорошо было бы.

Размах 36 метров, длина 23 метра.

[Бродяга]

 Старый, скажите пожалуйста, что, кроме "денег нету" мешает сделать самолёт массой эдак в 2-3 тысячи тонн?
 

Прочность

 Ага, но она не мешает сделать ракету в 3000 тонн, та "прочность"?

 Поперечные нагрузки скажете? - Да, но у нас массовое совершенство не 0.1 будет, а 0,2-0,3.

 Кроме того, 600 тонн у нас "налицо", а это всего-то в 3 раза меньше.
 Дорогой будет? - Да, но сделает несколько тысяч вылетов, если не десятков тысяч.


 

[Старый]

Мысль столь глубока что я её не понял...

[avmich]

Вот такой вопрос. Можно ли на Геофизику поставить что-то вроде направляющих - на задней части фюзеляжа - которые обеспечат съезд ракеты назад, под хвостовой стабилизатор? Понадобится ли выключать двигатели для этого манёвра?

По высоте и расстоянию там места хватает. При таком съезде ракета может быть развёрнута носом вверх-вперёд, что упростит построение программы угла разворота по тангажу.

Вариант (прикидка) ракеты такой:

- УИ 445 с, или 4370 м/с
- масса ракеты 3500 кг
- отношение массы окислителя к массе горючего 5:1
- полная масса топлива - 3000 кг
- масса водорода - 500 кг
- объём водорода - 7200 л (плотность 70 г/л)
- масса кислорода - 2500 кг
- объём кислорода - 2200 л (плотность 1140 г/л)
- бак кислорода - сфера, 0,8 м радиусом
- площадь поверхности бака кислорода - 8 м2
- бак водорода - цилиндр, диаметр 1,6 м, длина 2,6 м, полусферы на торцах
- площадь поверхности бака водорода - 8 + 13 = 21 м2
- полная длина бака водорода - 4,2 м
- вместе с баком кислорода - 5,8 м
- двигатель длиной 2,5 м, диаметр среза сопла 1,5 м (за основу взят RL-10A3)
- масса двигателя 130 кг
- длина обтекателя около 2м
- общие габариты - диаметр 1,6 м, длина 10 м
- общая поверхность баков - 29 м2
- масса баков - 145 кг (поверхностная плотность 5 кг/м2)
- площадь обтекателя - 8 м2

[Старый]

Вот такой вопрос. Можно ли на Геофизику поставить что-то вроде направляющих

Вес направляющих будем учитывать?

[Старый]

Понадобится ли выключать двигатели для этого манёвра?

Если ракета будет проходить через струю двигателей то она получит возмущающий момент.

 А вобще когда имеешь дело с самолётом то нужно всегда помнить о центровке. Штатный груз (2 тонны) на Геофизике расположен в подкабинном отсеке впереди фюзеляжа. Перенос груза в среднюю часть фюзеляжа неприемлемо изменит центровку даже в обычном полёте, а уж перемещение груза назад в процессе сброса да ещё и на большой высоте вобще завалит самолёт назад, выведет на закритические углы и эге...

[Бродяга]

Понадобится ли выключать двигатели для этого манёвра?

Если ракета будет проходить через струю двигателей то она получит возмущающий момент.

 А вобще когда имеешь дело с самолётом то нужно всегда помнить о центровке. Штатный груз (2 тонны) на Геофизике расположен в подкабинном отсеке впереди фюзеляжа. Перенос груза в среднюю часть фюзеляжа неприемлемо изменит центровку даже в обычном полёте, а уж перемещение груза назад в процессе сброса да ещё и на большой высоте вобще завалит самолёт назад, выведет на закритические углы и эге...

 Перемещение груза Назад заваливает самолёт Вперёд.
 (Это, собственно, общеизвестно...)
 

[El Selenita]

Но ведь "Пегас" как-то живёт?  

Живёт. И что интересно - в процессе длительного обсуждения здесь достоинств/недостатков АКС никто так и не задался вопросом: а почему же живёт Пегас?

Вот я и задался! Почему же живёт "Пегас"?  :roll: Не, я серьёзно!  

Может, сделанное на более дешёвом российском базисе, нечто подобное могло бы стоить порядком дешевле?

...чем сделанная на российском же базисе ракета обычного наземного старта?

     

Т. е. воздушный старт не имеет преимуществ? Так почему тогда живёт "Пегас"? Он ведь частный, если не ошибаюсь?

[hcube]

Пегас живет, потому что он маленький ;-)) Большую (сравнимую с максимальной ПН самолета) ПН сбросить - есть на самом деле большая проблема.
И вообще, у меня такое впечатление, что с Геофизики как таковой вообще фиг что сбросишь ;-)) У нее СОВЕРШЕННО планер для этого не подходит - Мрия и то лучше. IMHO единственный вариант - помянутый уже двухступенчатый челнок с принудительным выведением на большой угол атаки - то есть вывели на угол атаки градусов 30, затем отпустили. Надеюсь, что оно вверх уйдет быстрее, чем назад ;-))

[Старый]

Перемещение груза Назад заваливает самолёт Вперёд.
 (Это, собственно, общеизвестно...)

Опаньки! Это будет покруче гидроцилиндра!

[X]

 Старый, скажите пожалуйста, что, кроме "денег нету" мешает сделать самолёт массой эдак в 2-3 тысячи тонн?
 

Прочность

Ага, но она не мешает сделать ракету в 3000 тонн, та "прочность"?

Существуют такие проекты:
1.Плодом многолетних, начатых еще в 1980-е годы, теоретических исследований специалистоа ТАНТК им.Бериева, ЦАГИ, СибНИА и ЦИАМ стал проект сверхтяжелого гидросамолета-экранолета Бе-2500. Это гигантский воздушный корабль со взлетной массой 2500 т. Бе-2500 планируется снабдить убирающимся шасси, рассчитанным на минимальную взлетную массу. оно должно использоваться лишь при перелетах на заводские аэродромы для проведения ремонтных работ, а также для выхода на гидроспуск. В качестве двигателей рассматривались ДТРД НК-116, либо Trent 800. Предварительный проект ТРДД НК-116 (с диаметром вентилятора 5 метров) для перспективных тяжелых транспортных самолетов, в том числе и для гидросамолетов, прорабатывался в 1994 году в Самарского НПП «Труд».
2.Тяжёлый транспортный самолёт Pelican, разработка которого ведётся специалистами компании Boeing, может стать самой большой птичкой, когда-либо парившей в небесах. Размах крыльев "Пеликана" составит 152 метра, а длина будет сравнима с полем для игры в американский футбол — 109 метров. Что же касается грузоподъемности, то она будет в целых пять раз больше и достигнет 1400 тонн.
По мнению руководителя проекта Блэйна Роудона (Blaine Rawdon), Pelican будет в "десять раз быстрее грузовых судов" и сможет перевозить грузы на расстояние порядка десяти тысяч морских миль, притом, что его эксплуатационные издержки составят лишь небольшую часть расходов на содержание ныне существующих самолётов.

[Старый]

Так почему тогда живёт "Пегас"? Он ведь частный, если не ошибаюсь?

Как и любая другая американская ракета.
 Ашкуб правильно сказал: потому что маленький.
 Но это техничечкая сторона. Но ведь маленькую ракету можно и с земли пускать, например предшественник Пегаса Скаут. Так почему же воздушный?
 Идеологическая сторона.
 При выдаче ТТЗ на новую ракету для замены Скаута обязательным требованием была возможность запуска со всех трёх космодромов США и вобще из любого места. Но держать три стартовых и технических комплекса или возить их туда-сюда накладно. Конструкторы подумали-подумали и решили сделать стартовую площадку передвижной. Передвигать её легче всего оказалось по воздуху, благо ракета небольшая.
 Технический комплекс стал нужен только один, там ракета готовиться, подвешивается к ПУ а затем ПУ своим ходом перелетает в нужное место. Прямая экономия.
 Таким образом в случае с Пегасом оказалось востребовано единственное достоинство воздушного старта - мобильность. А недостатки в силу малости ракеты оказались невилики. Поэтому он и родился и живёт.
 Определяющим фактором для выбора воздушного старта для Пегаса была МОБИЛЬНОСТЬ.

[X]

Lin:
На кафедре утвердили проект с "Геофизикой" и приказали не бояться трудностей. А расчет разделения будет основной частью проекта (40%-50% всего проекта).

Hcube:
А какая схема будет? Одноступенчатый многоразовик? Двухступенчатый? Или как?
Hcube:
Три двигателя - два керосиновых на 2 тонны тяги, один водородный - на 1.5. Керосинки AFAIK такие есть.
чтобы со спины отделиться - нужно обязательно крыло. Движки нельзя использовать - внизу самолет. Поэтому крыло нам надо позарез. А вот на орбите оно уже не надо, а только мешает. Поэтому - делаем крыло с керосиновыми движками и аэродинамическими рулями - отдельно, а водородный челнок безкрыльевой схемы - отдельно. Нам же лучше, что конструкция меньше по размеру будет - делать проще. Ступень с сухой массой в 200 кг можно практически собрать 'на коленке', имея материалы нужные.
Собственно, цепь рассуждений была такая - нам надо отделить ракету от носителя, при этом носитель находится в гоизонтальном полете. Для этого нужно крыло с рулями. Но если мы отделим ступень вместе с крылом - то дальше придется отделять ступень уже от крыла. Поэтому встраиваем в крыло собственные ЖРД, предназначенные для вывода связки за атмосферу и разделения уже там. Если крыло сделать мало-мало толстым, то места там хватит. Ближе к корню - кислородные баки, в кессоне - керосиновые. Ну, еще до кучи тот плюс появляется, что максимальное ускорение меньше будет у двухступенчатой схемы.

Lin:
Если обобщить вариант с "Геофизикой":
V=8500 м/c Импульс 460с
3500 кг
из них 2950 кг топливо: 450 кг – водород; 2500 кг - кислород
Объем баков водорода - 6,3343 м3. Кислорода - 2,1919 м3
Остается - 500 кг
250 кг- баки
50 кг - баки наддува, крепления, трубопроводы
100 кг - двигатель
100 кг – КЛА. Теперь надо в 100 кг вписать мини-шаттл с камерой для кристаллов (или не шаттл, а что – то вроде многоразовой капсулы ТКС). А еще хотелось бы на КЛА и водородный двигатель поставить, что бы не терять его в каждом пуске.

Avmich:
Вариант (прикидка) ракеты такой:
- УИ 445 с, или 4370 м/с
- масса ракеты 3500 кг
- отношение массы окислителя к массе горючего 5:1
- полная масса топлива - 3000 кг
- масса водорода - 500 кг
- объём водорода - 7200 л (плотность 70 г/л)
- масса кислорода - 2500 кг
- объём кислорода - 2200 л (плотность 1140 г/л)
- бак кислорода - сфера, 0,8 м радиусом
- площадь поверхности бака кислорода - 8 м2
- бак водорода - цилиндр, диаметр 1,6 м, длина 2,6 м, полусферы на торцах
- площадь поверхности бака водорода - 8 + 13 = 21 м2
- полная длина бака водорода - 4,2 м
- вместе с баком кислорода - 5,8 м
- двигатель длиной 2,5 м, диаметр среза сопла 1,5 м (за основу взят RL-10A3)
- масса двигателя 130 кг
- длина обтекателя около 2м
- общие габариты - диаметр 1,6 м, длина 10 м
- общая поверхность баков - 29 м2
- масса баков - 145 кг (поверхностная плотность 5 кг/м2)
- площадь обтекателя - 8 м2

Вижу, уже определились - одноступеньчатая (ОДНОРАЗОВАЯ ?) РН, АКС в выводе не участвует, обеспечывает только посадку ПН.

А ЕСЛИ ЧАСТЬ ХС ВСЕ-ТАКИ ДАЕТ АКС? Не увеличит ли это ПН ?

[El Selenita]

Таким образом в случае с Пегасом оказалось востребовано единственное достоинство воздушного старта - мобильность. А недостатки в силу малости ракеты оказались невилики. Поэтому он и родился и живёт.
 Определяющим фактором для выбора воздушного старта для Пегаса была МОБИЛЬНОСТЬ.

Т. е. все прочие декларируемые преимущества воздушного старта в случае "Пегаса" не сыграли роли?! Рост УИ, добавочная скорость от самолёта, снижение аэродинамических потерь... Нет?

ОК. Но если это преимущество оказалось достаточным, чтоб сделать "Пегас", разве не может ли что-то аналогичное быть целесообразным и в России?

[Старый]

Т. е. все прочие декларируемые преимущества воздушного старта в случае "Пегаса" не сыграли роли?!

А никаких других преимуществ нет. Ну в данном случае ещё стало возможным увеличить степень расширения сопла и стало быть УИ первой ступени, но это мелочи.
 Главное - заморочиться с самолётом оказалось дешевле чем строить/содержать несколько стартовых/технических комплексов.

ОК. Но если это преимущество оказалось достаточным, чтоб сделать "Пегас", разве не может ли что-то аналогичное быть целесообразным и в России?

В условиях России ракета такого класса окажется без ПН. У нас видимо ещё долго не будет полноценных спутников весом в 200 кг. А сделать ракету более тяжёлой - проблемы с самолётом быстро нарастают.  Самые лёгкие наши ракеты класса Космоса-3М/Рокота, такие воздушным стартом не заменишь. Да даже хоть Старт.
 И во вторых существующий парк ракет, особенно лёгких, полностью удовлетворяет все потребности. Новая ракета не нужна. В США надо было заменять полностью устаревший Скаут, а у нас чего?

[El Selenita]

А никаких других преимуществ нет.

А аэродинамические потери? И дополнительные три сотни м/с скорости? ...А в случае со свехзвуковым - и пять сотен... Или сброс на сверхзвуке невозможен?

В условиях России ракета такого класса окажется без ПН. У нас видимо ещё долго не будет полноценных спутников весом в 200 кг.

А для импортных заказчиков? Или им конверсионных хватает?

А сделать ракету более тяжёлой - проблемы с самолётом быстро нарастают.

А почему? Можно как-то в самых общих чертах? Ведь транспортные самолёты и бомбардировщики сбрасывают десятки тонн. Правда, не целым куском. Или сбросить тонн 25-35 куском - это большая проблема? ...Но С В-767 скидывали под 80 в форме "Энтерпрайза"... А В-767 для того изначально и не предназначался, кажется...

И во вторых существующий парк ракет, особенно лёгких, полностью удовлетворяет все потребности. Новая ракета не нужна. В США надо было заменять полностью устаревший Скаут, а у нас чего?

Лёгких - это конверсионных? Но ведь они рано или поздно будут отстреляны?

(Ещё раз прошу прощения за ламерские вопросы, на которые, вероятно, уже есть ответы в форуме. Просто пользуюсь возможностью просветиться на шару "в компактной форме"  :lol: )