Спираль

[hcube]

Или ТРДФ :-P - тогда активный участок начнется повыше и закончится тоже повыше, аккурат на круговой орбите 220х220 :-)

[Дмитрий В.]

Или ТРДФ :-P - тогда активный участок начнется повыше и закончится тоже повыше, аккурат на круговой орбите 220х220 :-)

Кстати, да. Мощный ТРДФ/ТРДДФ (Р-15Ф или Д-30Ф6) был в 1970-х более доступен в СССР, чем ТРДД с высокой тягой и большой степенью двухконтурности.

[Shumil]

p.s. Поднял орбиту до 218 х 160. Но резервы кончаются... :(

Используйте схему с довыведением (в данном случае, с двойным включением ЖРД верхней ступени).

Собственно говоря, именно такую схему я и использую. В точке апогея двигатель делает попытку включиться. Потом говорит: "Ой, я не виноват! Горючки нету..."

Или ТРДФ :-P - тогда активный участок начнется повыше и закончится тоже повыше, аккурат на круговой орбите 220х220 :-)

В задачу этой разработки не входит задача еще и разработки авиадвигателей. Это мне не по зубам. Я беру реально существующие. Trent-900 можно сделать. Потому что СДЕЛАЛИ (хоть и позднее). Форсажной камеры на нем нет.
А Р-15Ф или Д-30Ф6 мне надо в 2-3 ряда ставить, чтоб от земли оторваться.

--
Shumil

[Дмитрий В.]

p.s. Поднял орбиту до 218 х 160. Но резервы кончаются...

Используйте схему с довыведением (в данном случае, с двойным включением ЖРД верхней ступени).

Собственно говоря, именно такую схему я и использую. В точке апогея двигатель делает попытку включиться. Потом говорит: "Ой, я не виноват! Горючки нету..."

Или ТРДФ :-P - тогда активный участок начнется повыше и закончится тоже повыше, аккурат на круговой орбите 220х220 :-)

В задачу этой разработки не входит задача еще и разработки авиадвигателей. Это мне не по зубам. Я беру реально существующие. Trent-900 можно сделать. Потому что СДЕЛАЛИ (хоть и позднее). Форсажной камеры на нем нет.
А Р-15Ф или Д-30Ф6 мне надо в 2-3 ряда ставить, чтоб от земли оторваться.

--
Shumil

1)Вы расходуете все топливо вероятно потому, что выводите почти в апогей. Попробуйте выбрать орбиту в виде эллипаса с высотасми -10х220 км, и выходить на него, например, на высоте 120-150 км. А потом, в апогее, и выдавать импульс довыведения (навскидку 70-100 м/с ХС).
2)Напомню, что кроме Д-30Ф-6 и Р-15 в СССР в то время были НК-22 и НК-25. Последний с тягой 25 тс. Уже в середине 1980-х на НК-32 второй серии была получена форсажная тяга на стенде более 30 тс (сейчас уже не помню точно, то ли 32, то ли 36 тс). А еще в 1960-х испыттывался НК-6 с тягой порядка 20 тс для сверхзвуковых бомбардировщиков Туполева. Были и другие наработки. Так что в 1970-х вполне реально было для самолета-разгонщика сделать двигатель тягой порядка 30 тс. При этом Вам надо отказаться от дурацкой затеи универсального самолета (разгонщик и обычный транспортник), а перейти к концепции узкоспециального сверхзвукового самолета-разгонщика.

[Старый]

Я вдруг подумал: "спираль" это существительное мужского рода от глагола "спирать". Типа как "сруль".

[Shumil]

1)Вы расходуете все топливо вероятно потому, что выводите почти в апогей. Попробуйте выбрать орбиту в виде эллипаса с высотасми -10х220 км, и выходить на него, например, на высоте 120-150 км. А потом, в апогее, и выдавать импульс довыведения (навскидку 70-100 м/с ХС).
2)Напомню, что кроме Д-30Ф-6 и Р-15 в СССР в то время были НК-22 и НК-25. Последний с тягой 25 тс. Уже в середине 1980-х на НК-32 второй серии была получена форсажная тяга на стенде более 30 тс (сейчас уже не помню точно, то ли 32, то ли 36 тс). А еще в 1960-х испыттывался НК-6 с тягой порядка 20 тс для сверхзвуковых бомбардировщиков Туполева. Были и другие наработки. Так что в 1970-х вполне реально было для самолета-разгонщика сделать двигатель тягой порядка 30 тс. При этом Вам надо отказаться от дурацкой затеи универсального самолета (разгонщик и обычный транспортник), а перейти к концепции узкоспециального сверхзвукового самолета-разгонщика.

У меня в автопилоте 3-й ступени очень простой алгоритм. Разгон идет до тех пор, пока не достигнута круговая орбитальная скорость ДЛЯ ТЕКУЩЕЙ ВЫСОТЫ. (Пусть эта высота хоть 60км.) Ясно, что вектор скорости направлен под углом вверх, а не по круговой орбите. И ясно, что орбита незамкнута. То есть, перигей глубоко в атмосфере.
Но как только достигнута орбитальная скорость для текущей высоты, двигатель отключается до апогея.
В апогее включается во второй раз и поднимает перигей. Работает до исчерпания топлива.

Так вот, сейчас топливо кончается раньше, чем достигнута орбитальная скорость. И на второе включение банально ничего не остается.

Могу переконфигурить орбиту 220х160 в орбиту 200х180. Но на круговую 200 все равно скорости не хватает. Выжимаю литры и метры из скороподъемности и скорости разгонщика. А также оптимальной точки перехода с воздушников на ЖРД.
Ну и углов траектории на всех этапах.

Идея совместить разгонщик и транспортник НИЧЕГО НЕ ВЕСИТ. Отказ от нее не прибавит мне ни топлива, ни скорости. А вот разогнаться до двух звуков и подняться на крыльях на пять км выше было бы неплохо. Тогда в точке раскрытия люков кубометр воздуха весил бы не 6 граммов, а три.

--
Shumil

[Дмитрий В.]

У Вас где-то ошибка в алгоритме. Круговая скорость на данной высоте отличается от скорости на эллипсе (для той же высоты).

[Shumil]

У Вас где-то ошибка в алгоритме. Круговая скорость на данной высоте отличается от скорости на эллипсе (для той же высоты).

Разумеется, отличается. Это просто критерий для автопилота, когда нужно гасить двигатель. Разумный (в смысле, имеющий физический смысл и не зашкаливающий по неизвестной причине :) и легко вычисляющийся. Можно было бы взять и другой критерий. Но этот - проще и универсальней для различных небесных тел.

--
Shumil

[hcube]

Идея совместить разгонщик и транспортник НИЧЕГО НЕ ВЕСИТ

Да черта с два она ничего не весит!

Посмотрите на свой разгонщик и на HZ ТОГО ЖЕ МАСШТАБА. Он чуть ли не в полтора раза меньше по линейному габариту.

Потому что не возит воздух сотнями кубометров. Да и вес... стенка грузового отсека у нас типа невесомая, ага. И створки, и механизм их открытия... и рост миделя чуть ли не в 2 раза - тоже совершенно 'бесплатный'.

РН уже штатно находится под давлением наддува - это от 2 до 5 атмосфер. Даже если бы ее стенка обладала нулевой прочностью - то как минимум скоростной напор равный наддуву она может парировать. 5 атмосфер - это примерно 2 звука. К тому же, учитывая, что ракета находится в аэродинамической тени, нагрузки на нее при разгоне минимальны. То есть защищать надо только ПН... ну, и еще закрыть фермы между ступенями, и сделать обтекатель на двигатели первой ступени - 'хвост'.

В одну телегу впрячь не можно
Коня и трепетную лань.

ИЛИ транспортный самолет типа Мрии - но тогда никакого разгона выше его штатного режима полета. Прочности не хватит. ИЛИ самолет-разгонщик. Но тогда совсем другая компоновка (как у Спирали, условно), и никаких грузоперевозок. Разве что для специального груза. Если же совместить - получится хреновина, которая И разогнаться толком не может, И как транспортный самолет неэффективна.

[Дем]

Ну вот, нарисовал, отсканил, смыл миллиметровку и причесал в фотошопе.
http://samlib.ru/img/s/shumil_p/graf/akc-2_0.jpgl

А почему разгонщик не сделать двухфюзеляжным, подвесив ракету между ними?
Преимущества:
- не нужен бомбоотсек.
- движок 2 ступени не едет балластом, а работает (на топливе с самолёта). Соответственно самолёту хватит 4.
(да, если после полёта движок с самолёта ставить на ступень - то больше 5 раз он работать не будет, никаких проблем с ресурсом.)
- лучшая обтекаемсть при закрытых воздухозаборниках ВРДъ
- лучшая конфигурация шасси - шире расставлены
- никаких проблем с габаритами ПН - какой надо для неё обтекатель, такой и ставим
- да и грузить проще - просто завёз да подцепил, запихивание же ракеты в бомболюк требует или высокого шасси, или ведёт к проблемам жёсткости фюзеляжа (он снизу получается не скреплён)
- не нужно ПГО - передняя перемычка между корпусами его заменит

[НИИзнайка]

Дяденьки, a я вот что подумал : раз уж наш разгонщик возит кислород, может его добавлять и в помощь авиационым двигателям?
"Форсажный режим работы воздушно-реактивного двигателя реализуется с помощью дополнительной (форсажной) камеры сгорания (далее ФКС), устанавливаемой за основной камерой сгорания и турбиной. При включении форсажа производится сжигание в ФКС дополнительного горючего, при этом происходит интенсивный подогрев рабочего тела, что, в свою очередь, приводит к увеличению его скорости истечения из сопла и росту тяги двигателя.

Температура газов за основной камерой сгорания лимитируется, в основном, жаростойкостью и жаропрочностью лопаток турбины. Установка за турбиной дополнительной камеры сгорания позволяет обойти это ограничение. Основным недостатком такого решения является резкое падение экономичности двигательной установки. Это обусловлено низким содержанием свободного кислорода в продуктах сгорания, истекающих из основной КС и подающихся сначала на турбину, а затем в форсажную камеру.
Ну и как вариант - впрыскивать не кислород а допустим закись азота или нитрометан как на поршневых ДВС.
[/i][/b]

[А24]

Блин! Сейчас занялся сопротивлением воздухозаборников, ввел в схему аэродинамики заслонку, которая их прикрывает, исправил пару мелких ошибок - и потерял в скорости СТОЛЬКО, что свалился с орбиты...

Эта заслонка в 240 кв.м под 14 градусов к корпусу. Если добавить еще угол атаки в 6 градусов - будет уже 20. Как тормозной парашют!!! Я из-за нее да воздухозаборников 200м/с потерял.

Всех убью, один останусь!!! Или в монастырь уйду.

--
Shumil

Надо быть проще. Откажитесь от полета на сверхзвуке, используйте обычный дохзвуковой самолет и добавьте к ракете еще одну ступень.

Присоединяюсь к предложению...
Если Вам нужно и аэродинамику проработать, и на елке опу не ободрать, можно закономерно прийти к известной схеме с подъемом = по моим прикидкам = около 512т с ПН до 40т на доразгон после коротковиткового выпригивания.
С молчаливого согласия Вадима Лукашевича (и под впечатлением от прочтения его книги) могу предложить следующую а.д. схему
http://files.mail.ru/592F1V?t=1
Если что-то опять отвалится или зависнет, как с моей прошлой попыткой запостить самолет Наступ.ПРО (14 числа), прошу обращаться по личке.

[Shumil]

Блин! Сейчас занялся сопротивлением воздухозаборников, ввел в схему аэродинамики заслонку, которая их прикрывает, исправил пару мелких ошибок - и потерял в скорости СТОЛЬКО, что свалился с орбиты... :(

Эта заслонка в 240 кв.м под 14 градусов к корпусу. Если добавить еще угол атаки в 6 градусов - будет уже 20. Как тормозной парашют!!! Я из-за нее да воздухозаборников 200м/с потерял.

Всех убью, один останусь!!! Или в монастырь уйду. :(

--
Shumil

Надо быть проще. Откажитесь от полета на сверхзвуке, используйте обычный дохзвуковой самолет и добавьте к ракете еще одну ступень.

Присоединяюсь к предложению...

Есть вес на полезную нагрузку 1-й ступени - 150т.
Есть ПН на орбите -15т.
Ну и как 135т разделить на 3 ступени?

Если Вам нужно и аэродинамику проработать, и на елке опу не ободрать, можно закономерно прийти к известной схеме с подъемом = по моим прикидкам = около 512т с ПН до 40т на доразгон после коротковиткового выпригивания.
С молчаливого согласия Вадима Лукашевича (и под впечатлением от прочтения его книги) могу предложить следующую а.д. схему
http://ifolder.ru/26756749

Есди что-то опять отвалится или зависнет, как с моей прошлой попыткой запостить самолет Наступ.ПРО (14 числа), прошу обращаться по личке.

И что выводится? Сам аппарат? Он не в счет. 2-3т полезной нагрузки? У меня - 15т.

Или возьмем Воздушный старт (из Руслана)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=823016#823016
Сравним с моей системой.

Масса РН
Руслан - 103т
Моя АКС 150т

Масса на орбите
Руслан 3т. Ну, пусть будет 4т В пересчете на 150т моего РН будет 6т
У меня - 15т.

Если сравнивать - то с челомеевским Буранчиком.
Вес - 20т. Из них - 5-6т груза. Выводится Протоном. 700т на старте, 5-6т полезного груза на орбите и многоразовый пилотируемый КК. Для обслуживания ОС с экипажем в 6 человек - самое то. Если еще заменить ядовитый Протон на 20-тонник - керосинку...

--
Shumil

[Asgard]

Идея совместить разгонщик и транспортник НИЧЕГО НЕ ВЕСИТ

Да черта с два она ничего не весит!

Посмотрите на свой разгонщик и на HZ ТОГО ЖЕ МАСШТАБА. Он чуть ли не в полтора раза меньше по линейному габариту.

Если брать ракету то сколько там, половина на половину?
Т.е кислород 50% массы топлива.
Но в разгонщике сюда добавляются вес лишних двигателей, крылья, воздухозаборники, и прочая ерунда.

[hcube]

Там меньше линейный габарит. За счет этого - выше достигаемая на ТРДФ скорость. За счет этого - больше массовая отдача ракетной части и требуемый запас топлива для ЖРД на разгонщике. За счет этого - меньше взлетная масса и соответственно нужно меньше двигателей и меньше размах крыльев.

Пока 'тянут' ТРДФ - надо использовать ТРДФ. Потому что они по любому есть - для взлета. Переход на ЖРД оправдан только тогда, когда ТРДФ 'выдохлись' и тянуть самолет с нужной эффективностью уже не могут. УИ ТРДФ даже на форсаже на 3М - 15-20км/с, УИ керосиновых ЖРД - меньше 4. Расход топлива на доразгон с 300 до 1000 м/с - 1/5 веса разгонщика, против 1/20 в случае ТРДФ. Учитывая, что вся ракетная часть весит 1/3 - есть за что бороться :-).

[Shumil]

Идея совместить разгонщик и транспортник НИЧЕГО НЕ ВЕСИТ

Да черта с два она ничего не весит!

Посмотрите на свой разгонщик и на HZ ТОГО ЖЕ МАСШТАБА. Он чуть ли не в полтора раза меньше по линейному габариту.

Если брать ракету то сколько там, половина на половину?
Т.е кислород 50% массы топлива.
Но в разгонщике сюда добавляются вес лишних двигателей, крылья, воздухозаборники, и прочая ерунда.

Что касается сравнительной эффективности. Без цифр говорить не о чем. Вот цифры:

  Моя АКС. На старте 640т
  На подъем до 11 км расходует 16т топлива. Скорость - 296м/с
 
  Протон. На старте 700т
  На подъем до 10км (60сек. от отрыва) расходует половину топлива 1-й ступении, то есть, 209т (против 16)
  Скорости 347м/с - вертик. и 307 - горизонтальная.
 
  -------------------
 
  Конец работы 1-й ступени.
 
  Моя АКС
  Высота 40.5км. Скорость 1370м/с (без учета вращения Земли) Угол 39град. к горизонту. (верт. скорость 875м/с)
 
  Протон
  Высота 40.8км. Скорость 1782м/с (без учета вращения Земли) Угол 20град. к горизонту. (верт. скорость 606м/с)
 
  --
  Shumil

[hcube]

HZ : стартовая масса 300 тонн, масса ракетной части 90 тонн, сухая масса - 90 тонн (30% от полной взлетной).
Переход на ЖРД : высота ~35 км, скорость ~1000 м/с, расход топлива : 20 тонн.
Конец разгона : высота ~65 км, скорость горизонтальная ~2000 м/c, скорость вертикальная ~500 м/с. Приращение скорости около 1500 м/c, расход топлива - 120 тонн. УИ ЖРД - 3700 м/с, кислород-метан.

Оставшиеся 5500 м/с набирает кислород-водородная ракета в одну ступень, число Циолковского - 0.24 примерно. При одноразовой второй ступени с совершенством 0.09 - 0.15 от начальной массы (то есть 13.5 тонн ПН) выходит на орбиту. При многоразовой с совершенством 0.17 (прототип - X-33) - 0.06 (5.5 тонн) чистой ПН выходит на орбиту.

Вот что дает связка ТРДФ и водорода. Уменьшение стартовой массы АКС ВДВОЕ.

И это еще не предел - если использовать трехступенчатую систему Постороннего с т.н. стругджетами - то разгонщик на 2М чисто на ТРДФ + второй разгонщик до 5-6М на стругджетах, и наконец чисто ракетная ступень, будут иметь ПН в районе 25-30 тонн в одноразовом и порядка 15 в многоразовом вариантах. Одноразовая при этом только верхняя ступень, разгонщики, ессно, многоразовые.

[Asgard]

Моя АКС. На старте 640т

HZ : стартовая масса 300 тонн

Угу верим верим, и в гигантские воздушные шары которые выведут это всё в стратосферу.

[Shumil]

У меня возник вопрос к специалистам: До какой скорости ДТРД Trent-980 работают эффективно, и на какой скорости их надо выключать?
То же - о наших Д-18.

--
Shumil

[Дмитрий В.]

У меня возник вопрос к специалистам: До какой скорости ДТРД Trent-980 работают эффективно, и на какой скорости их надо выключать?
То же - о наших Д-18.

--
Shumil

Не более М=1, а скорее всего М=0,9-0,95