МРКС

[Большой]

нет, конечно это фантастика! Если использовать двигатель на два вида топлива. И не надо специально разрабатывать водородный двигатель. Да, головы у нас конечно светлые. Только до реализации дело не доходит :cry:

[Большой]

от чего бы я отказался, так это от поворотного крыла. Как никак лишний механизм, меньше надёжность :?

[Salo]

нет, конечно это фантастика! Если использовать двигатель на два вида топлива. И не надо специально разрабатывать водородный двигатель. Да, головы у нас конечно светлые. Только до реализации дело не доходит :cry:

Не верю! :roll:

[Большой]

Идея-то интересная  интересно, какие параметры двигателя РД-0162 будут при переходе с метана на водород :roll:

[Alexandr_A]

А учтен ли в данной таблице перелив топлива? и если нет то где можно посмотреть данные?
Тут в теме приводили другую таблицу где перелив давал до 30% к массе ПГ, но для одноразовых РН.

Вообще эта картинка где +30,5%, с восьмой страницы темы перелив. Ее в конце темы раскритиковали. Но на второй странице Дмитрий В привел рассчет откуда видно как сильно влияет массовое совершенство ступеней на эту прибавку. Так что для многоразовых может получиться плюс 25-45%. Или больше?  

При таком раскладе, делать МРКН без перелива было бы преступным разбазариванием средств.

[октоген]

нет, конечно это фантастика! Если использовать двигатель на два вида топлива. И не надо специально разрабатывать водородный двигатель. Да, головы у нас конечно светлые. Только до реализации дело не доходит :cry:

Срочно ищите темку где товарищ Старый сцаными тряпками трехкомпонентники гонял, вернее их любителей. Кстати, с его мнением о трехкомпонентниках трудно не согласиться.

[Дем]

А вообще ...  кислородно-метановые компоненты + перелив+ частично возвращаемая первая ступень, триинновационный носитель получается  , хочу такой к 2025 году    .

За двумя зайцами погонишься - ни одного не поймаешь. А уж если за тремя...

[Salo]

http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_575.html

09 июля 2012
Работаем с МГТУ им. Баумана

ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» и МГТУ им. Н.Э. Баумана заключили Соглашение о взаимном сотрудничестве с целью проведения совместных проектно-конструкторских работ в рамках создания многоразового жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракеты-носителя на топливе кислород и метан. Данное сотрудничество поможет укрепить и расширить совместную деятельность, взаимодействие молодых специалистов с высококвалифицированными специалистами с обеих сторон, позволит поднять как их научно-технический уровень, так и уровень проводимых разработок, а также поможет усилить взаимодействие в кадровой политике и внедрить в практику много новых научных идей.[/size]

[Mark]

Из видеосеминарa института механики МГУ по аэромеханике. 27.09.2011
Заседания проходят в режиме телемоста НИИМ МГУ - СПбГУ - ИТПМ - ЦАГИ

Рассмотрен альтернативный способ спасения ВРБ – с посадкой на дополнительный аэродром без использования ВРД.
Показано, что внедрение полученных результатов позволяет увеличить массу выводимого ПГ для большинства вариантов МРКН на 12 ... 17% и одновременно снизить при этом среднюю удельную стоимость 1 кг полезного груза, выводимого семейством МРКН, на ~ 11 %.
Результаты работы предназначены для разработки МРКН с многоразовой крылатой первой ступенью.

Интересно как будет. Сегодня можно и сделать без использования ВРД.

[Старый]

А как их обратно перегонять?

[Дем]

А как их обратно перегонять?

На грузовик положил и привёз

[Mark]

А как их обратно перегонять?

На аэродинамических траекторий и торможни , в  принципе как спейс шаттл или Буран.

[SFN]

А как их обратно перегонять?

Губанов про ГК-175: движки, кабина, пилот.  устанавливается отдельным модулем  

В проекте предусматривалось использовать кабину-модуль в необычном для космических транспортных средств качестве - как кабину экипажа, осуществляющего перегон крылатого блока Ц с завода-изготовителя на космодром или в обратном порядке воздушным путем. Дело в том, что планирующий крылатый блок позволяет так же, как и "Буран", осуществлять полет самолетного типа со взлетом и посадкой в пилотируемом режиме, при оснащении его реактивными двигателями.

[Mark]

А как их обратно перегонять?

Интересно сравнить Баикал з МРКС :

Управление полетом "Байкала" осуществляется с помощью ЖРД малой тяги и аэродинамических рулей, установленных на хвостовом отсеке ступени. В этом же отсеке размещен маршевый ЖРД РД-101М (многоразовый вариант РД-191), использующийся на активном участке полета РН. Головной разработчик НПО "Энергомаш" считает, что заложенные в конструкции двигателя решения с использованием новейших достижений в области технологии и материаловедения обеспечат требуемую надежность двигателя и 5-10-ти кратного его использования.

В носовой части "Байкала" предусмотрена двигательная установка с ТРД РД-33 (применяется на истребителе МиГ-29). Она служит для его посадки на аэродром, вблизи космодрома. Отдельные элементы опор шасси, системы выпуска шасси, систем торможения колес аналогичны соответствующим агрегатам самолета МиГ-23. Стойки шасси располагаются в хвостовом и носовом отсеках ускорителя. Верхняя и носовая части ступени покрыты теплозащитным слоем.

Вообще, в составе "Байкала" широко применяются заимствованные с других типов авиационно-космической техники комплектующие изделия, при необходимости доработанные под условия эксплуатации многоразового ускорителя. Помимо упомянутых, это серийные ЖРД малой тяги, аппаратура бортового комплекса управления, электрогенераторы и аккумуляторы, телеметрическая аппаратура, используемая в космической технике, парашютно-тормозная установка и многое другое.

Такой подход снижает технический риск, сроки и затраты на создание, обеспечивает высокие показатели надежности и безопасности. Тем не менее, основными проблемными вопросами многоразового использования ускорителя "Байкал" являются создание многоразового криогенного бака, многоресурсного двигателя и технологий наземного межполетного обслуживания.

В случае использования многоразовой ступени "Байкал" в составе носителя "Ангара-1.2М" при отделении первой ступени на высоте около 80 км при скорости, соответствующей числу М=5,6, разворачивается крыло и раскрывается оперение. После входа в плотные слои атмосферы запускается ТРД Р-33 и осуществляется крейсерский полет на расстояние до 400 км со скоростью около 500 км/ч. Посадка осуществляется на ВПП длиной до 2 км со скоростью 280 км/ч. По завершении послеполетного обслуживания и проверок ступень может использоваться повторно.

Из "Крылья Родины" 2002 Nr. 4

[Mark]

СПОСОБ КОМПОНОВКИ МНОГОРАЗОВЫХ РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ[/size]
Описание патента. Дата публикации 27.06.2011

Изобретение относится к ракетостроению, а именно к способу компоновки многоразовых ракет космического назначения. Способ компоновки включает компоновку многоразовых ракет космического назначения из двух элементов - многоразового возвращаемого ракетного блока первой ступени и одноразового ракетного блока второй ступени. При формировании ряда многоразовых ракет космического назначения с многоразовой крылатой первой ступенью используют как разное количество в составе первой ступени унифицированных между собой многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество в составе второй ступени унифицированных между собой одноразовых ракетных блоков второй ступени. Компоновку осуществляют, используя типоразмеры всего двух унифицированных элементов. Минимальное количество и типоразмеры унифицированных элементов определяют, исходя из минимального значения массы выводимого на орбиту полезного груза из заданного для ряда многоразовых ракет космического назначения диапазона масс полезного груза. Максимальное количество унифицированных элементов определяют, исходя из максимального значения массы полезного груза из заданного диапазона масс и заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса. Достигается унифицирование ряда ракет-носителей. 4 ил.  


Одним из основных принципов, определяющих облик и эффективность современных и перспективных транспортных космических систем (ТКС), является возможность создания на базе типовых модулей семейств (ряда) ракет-носителей (РН) различных классов грузоподъемности.

Известны проекты семейств одноразовых ракет-носителей: Atlas, Titan, Delta, «Ангара» (см., например, патенты США  5203844, кл. 244/158R, 1993 г.;  5143328, кл. 244/158R, 1992 г.;  6360994, кл. 244/158R, 2002 г.; патент РФ  2161108, кл. B64G 1/00, 2000 г.).

Все эти семейства РН пакетной схемы образованы наращиванием вокруг центрального ракетного блока (второй ступени) различного количества ракетных блоков первой ступени - твердотопливных (РН Atlas, Titan, Delta 2 4-средняя) или жидкостных унифицированных с центральным блоком (РН Delta 4-тяжелая, «Ангара-3, -5»), при этом эксплуатация каждого ряда РН предполагается с единого унифицированного стартового комплекса (СК).

Такой принцип образования ряда РН предполагает достаточно широкий диапазон параметров разделения 1-х и 2-х ступеней (скорость, высота, дальность, траекторный угол и др.), что приемлемо для одноразовых РН.

При образовании ряда многоразовых ракет космического назначения (МРКН) с многоразовой крылатой 1-ой ступенью необходимо учитывать достаточно жесткие ограничения на параметры разделения 1-ой и 2-ой ступеней, обусловленные как необходимостью высокой технико-экономической эффективности МРКН (что определяет минимизацию размерности 2-ой ступени и, как следствие, возможно большие скорости разделения), так и исполнением многоразовой 1-ой ступени (многоразовых возвращаемых ракетных блоков) без теплозащитного покрытия (что определяет ограничения ее теплового нагружения и, как следствие, ограничения на начальные параметры возвратного полета многоразовой первой ступени).

Эти ограничения и требования приводят к достаточно фиксированному массовому соотношению 1 и 2 ступеней МРКН (в стартовой размерности), что при образовании ряда РН при наращивании количества унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блоков 1-й ступени приводит, в свою очередь, к необходимости иметь соответствующие по массе 2-е ступени для РН каждого класса грузоподъемности. При этом исполнение вторых ступеней как оригинальных для каждого класса РН приводит к загрузке производственных мощностей разнотипной мелкосерийной продукцией, соответствующему усложнению технологических операций на техническом комплексе (ТК) и исключает возможность использования единого унифицированного для ряда РН стартового комплекса.

Задачей данного изобретения является создание способа компоновки многоразовых ракет космического назначения с получением технического результата в виде создания ряда РН с использованием всего двух типоразмеров ракетных блоков и получения возможности использования единого унифицированного для ряда РН стартового комплекса.

Решение этой задачи достигается тем, что в способе компоновки многоразовых ракет космического назначения, включающем компоновку многоразовых ракет космического назначения из двух унифицированных элементов - многоразового возвращаемого ракетного блока первой ступени и одноразового ракетного блока второй ступени, в соответствии с изобретением при формировании ряда многоразовых ракет космического назначения используют как разное количество унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество унифицированных одноразовых ракетных блоков второй ступени, при этом компоновку осуществляют, используя типоразмеры унифицированных элементов, минимальное количество и типоразмеры которых определяют, исходя из минимального значения массы выводимого на орбиту полезного груза из заданного для ряда многоразовых ракет космического назначения диапазона масс полезного груза, а максимальное количество определяют, исходя из максимального значения массы полезного груза из заданного диапазона масс и заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса.

Предложенный способ далее поясняется с использованием графического материала, где на фиг.1 показан пример конфигурации унифицированного стартового комплекса на пять ракетных блоков, на фиг.2, возможные принципиальные схемы компоновки многоразовых ракет космического назначения при определенной конфигурации стартового комплекса, на фиг.3 - пример ряда многоразовых ракет космического назначения из двух унифицированных элементов для заданного диапазона масс полезного груза от 24 т до 60 т, на фиг.4 показаны типоразмеры унифицированных ракетных блоков многоразовых ракет космического назначения в этом диапазоне масс полезного груза.

Предложенный способ осуществляют следующим образом.

Компонуют ряд многоразовых ракет космического назначения всего из двух унифицированных элементов - многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени и одноразовых ракетных блоков второй ступени. При этом используют как разное количество возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество одноразовых ракетных блоков второй ступени. Типоразмеры этих ракетных блоков выбирают, исходя из заданного для ряда РН диапазона масс полезного груза, выводимого на орбиту, и от заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса (см. фиг.1, 2, 3, 4). Так, например, конфигурация унифицированного стартового комплекса на пять ракетных блоков - два унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блока первой ступени (позиция 1 на фиг.1) и три унифицированных одноразовых ракетных блока второй ступени (позиция 2 на фиг.1) - может быть такой, как представлено схематично на фиг.1. Возможные принципиальные схемы компоновки МРКН при определенной конфигурации стартового комплекса приведены на фиг.2. На фиг.3 в качестве примера компоновки МРКН из двух унифицированных элементов приведен ряд МРКН для заданного диапазона полезного груза от 24 до 60 т. На фиг.4 показаны типоразмеры унифицированных ракетных блоков в этом диапазоне масс полезного груза и при определенной конфигурации унифицированного стартового комплекса.

Предложенный способ позволяет обеспечивать достаточно жесткие ограничения на параметры разделения 1-ой и 2-ой ступеней, использовать при этом многоразовые первые ступени без теплозащитного покрытия, разгружать производственные мощности от загрузки разнотипной мелкосерийной продукцией, упростить технологические операции на техническом комплексе и транспортные операции за счет сокращения номенклатуры ракетных блоков.

http://www.findpatent.ru/patent/244/2441814.html

[Shestoper]

Показано, что внедрение полученных результатов позволяет увеличить массу выводимого ПГ для большинства вариантов МРКН на 12 ... 17% и одновременно снизить при этом среднюю удельную стоимость 1 кг полезного груза, выводимого семейством МРКН, на ~ 11 %.
Результаты работы предназначены для разработки МРКН с многоразовой крылатой первой ступенью.

Интересно, насколько снизится удельная стоимость при отказе от спасения ступеней.  

Или выборе гораздо более простого способа спасения. Все эти посадки на ВПП всегда будут уступать простейшему спуску ТТУ на парашюте в океан. Как по стоимости базовых узлов блока (собственно ракетных), так и по стоимости системы спасения.

[Mark]

Показано, что внедрение полученных результатов позволяет увеличить массу выводимого ПГ для большинства вариантов МРКН на 12 ... 17% и одновременно снизить при этом среднюю удельную стоимость 1 кг полезного груза, выводимого семейством МРКН, на ~ 11 %.
Результаты работы предназначены для разработки МРКН с многоразовой крылатой первой ступенью.

Интересно, насколько снизится удельная стоимость при отказе от спасения ступеней.  

Или выборе гораздо более простого способа спасения. Все эти посадки на ВПП всегда будут уступать простейшему спуску ТТУ на парашюте в океан. Как по стоимости базовых узлов блока (собственно ракетных), так и по стоимости системы спасения.

Спуск на парашюте это не эффективно. Нужно 1-2 корабли и вертолета на 2- 3 недели. Патом долги транспорт на космодром а это уже стоит миллионы и миллионы доллар. Да за корабли, много матрос за эти время i транспорт до космодрома нужно много деньгов.

А если первый ступень носителя как самолёт на космодром возращает, это оптимально и низкая стоимость.Только так !!!

[Valerij]

Интересно, насколько снизится удельная стоимость при отказе от спасения ступеней.  

Или выборе гораздо более простого способа спасения. Все эти посадки на ВПП всегда будут уступать простейшему спуску ТТУ на парашюте в океан. Как по стоимости базовых узлов блока (собственно ракетных), так и по стоимости системы спасения.

В случае МРКС вместо ТТУ будут метановые двигателя, которые, хотя и будут довольно дороги, но одновременно ни буду и достаточно эффективны. То есть они будут дороже ТТУ, но будут иметь значительно лучшие показатели. Я уже просто не говорю о времени межполетного обслуживания многоразовых метановых двигателей по сравнению с временем на подготовку ТТУ к новому запуску.

Так что, ИМХО, стоит учитывать не только стоимость ТТУ.

[Mark]

Интересно, насколько снизится удельная стоимость при отказе от спасения ступеней.  

Или выборе гораздо более простого способа спасения. Все эти посадки на ВПП всегда будут уступать простейшему спуску ТТУ на парашюте в океан. Как по стоимости базовых узлов блока (собственно ракетных), так и по стоимости системы спасения.

В случае МРКС вместо ТТУ будут метановые двигателя, которые, хотя и будут довольно дороги, но одновременно ни буду и достаточно эффективны. То есть они будут дороже ТТУ, но будут иметь значительно лучшие показатели. Я уже просто не говорю о времени межполетного обслуживания многоразовых метановых двигателей по сравнению с временем на подготовку ТТУ к новому запуску.

Так что, ИМХО, стоит учитывать не только стоимость ТТУ.

Метановы двигател на около 500 кг лёгкий от керосиного двигателя и стоимость совсем другая. Я сравнил РД-0163 и метановы РД-0162.  Последный : коеффицэнт охвата аварийных ситуацйи на 0,95 % и вероятность безотказной работы на 0,999. Наверно рекорд. На ету технологиу  ТТУ не идут - не эффективные!!!

[Shestoper]

Спуск на парашюте это не эффективно. Нужно 1-2 корабли и вертолета на 2- 3 недели. Патом долги транспорт на космодром а это уже стоит миллионы и миллионы доллар. Да за корабли, много матрос за эти время i транспорт до космодрома нужно много деньгов.

А если первый ступень носителя как самолёт на космодром возращает, это оптимально и низкая стоимость.Только так !!!

Тогда возьмем мои любимый вытеснительные двигатели. Межполетная диагностика у них будет проще, чем у ЖРД с ТНА, ресурс выше за счет низкой напряженности. А повторная заправка  - проще, чем повторная заливка ТТУ.
Выловить их из моря тоже будет проще, чем ТТУ, потому что они не будут тонуть при падении в воду, не понадобятся водолазные работы.

Мягко посадить на воду либо парашютами, либо тормозным ракетным импульсом можно ступень любой формы (с любым удлинением) и любой массы.
А лететь как самолет может только достаточно длинная ступень. И не слишком тяжелая (сухая масса не должна превышать сотен тонн, как к тяжелых самолетов, а в случае поворотного крыла ещё меньше).
У МРКС в тяжелом варианте планируются два спасаемых блока, для них нужно две системы спасения.
Садиться на воду может и моноблочная ступень малого удлинения, по типу ступеней Н-1.

Массовое совершенство первой ступени слабо влияет на мю ПН, к тому же система спасения для  посадки на воду будет весить меньше, чем поворотное крыло и шасси, тем более вместе с воздушно-реактивным двигателем. Так что массовое совершенство вытеснительной и насосной крылатой ступеней будет сопоставимым.