"Кузнечик" от Маска.

[SpaceR]

Все у них не как у людей.

:shock:
Вообще-то соотношение масс между ступенями у Фалкона-9 - одно из самых близких к оптимальному для двухступенчатых жидкостных РН с одинаковым топливом ступеней.

Я не про массы, а про скорость разделения и время разделения.

Просто вы пока не в курсе. Скорость разделения как раз и определяется соотношением масс ступеней, причём с учетом вышеприведенного условия практически однозначно (если конечно ступени оптимизированы под обеспечение максимальной массы ПГ, а это условие для нормальных РН должно выполняться всегда). А скорость - параметр зависимый, и время разделения тем более.

У них явно тяги перебор к концу работы ступени набирается существенный. Просто когда речь шла про отключения 2-х движков на 145-150 с, я и не предполагал, что они все это время почти на пределе перегрузок разгоняются.

Это тоже происходит практически у всех нормально спроектированных и оптимизированных двухступенчатых РН.
Для каждой данная проблема решается по-своему, но чаще всего применяют дросселирование тяги до нужного уровня.

[SpaceR]

<...>активный участок Зенита 140-150 секунд и скорость при разделении примерно такая же, как у Falcon-9.

У Зенита - 140-150 с  и 2 300 - 2 500 на разделении. Так что от старта улетает меньше.

:shock: Где это Вам столько привиделось?
У двухступенчатого Зенита - 150 секунд и скорость при разделении более 3000 м/с.

Но улетит он действительно меньше. Вторая ступень более тяжёлая.

[SpaceR]

Не так давно прикидывал характеристики Фалкона-9 спредшитом (спасибо Salo, он нашёл в одном из доков сухие массы ступеней).
В общем, полная ХС ступеней при пуске на 51,6 градусов составила 4150 и 5025 м/с, фактическая скорость (за вычетом потерь и вращения Земли) относительно точки старта - 2876 и 7508 м/с.
Погрешность, думаю, менее 1%.

А можно подробнее.
А то при стартовой 333т, топливе первой ступени 246т и УИ 275 по простой формуле выходит 3624. Потери будут всяко выше 1000 и меньше 1500. Фактическая, думаю будет около 2400 .

Вот тут на странице - http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=2123&postdays=0&postorder=asc&start=4665 есть скриншоты расчетов Сергея-Salo, в том числе по скорости 1й ступени.
В табличке by stage (внизу справа) видны значения скорости 1 ступени при разделении - соответственно идеальная, с потерями и абсолютная (с прибавкой от вращения Земли).
Видно, что по расчету потери на 1й ступени составили 1212 м/с, а скорость ступени относительно земли (ну или воздуха) - почти ровно 3000 м/с.

Ну вот до кучи и мой расчёт, для сравнения: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=2123&postdays=0&postorder=asc&start=4715 - правда, он не совсем корректный, поскольку вместо конечных масс взяты сухие (т.е. остатки = 0 ).

[Lamort]

<...>активный участок Зенита 140-150 секунд и скорость при разделении примерно такая же, как у Falcon-9.

У Зенита - 140-150 с  и 2 300 - 2 500 на разделении. Так что от старта улетает меньше.

:shock: Где это Вам столько привиделось?
У двухступенчатого Зенита - 150 секунд и скорость при разделении более 3000 м/с.

Но улетит он действительно меньше. Вторая ступень более тяжёлая.

У Зенита скорость при разделении ступеней действительно около 2500 м/с, а дальность ещё меньше за счёт высокой тяговооруженности первой ступени которая и определяет такой короткий активный участок.

 http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/kb-ujn/05.html

Чтобы использовать те же парашютно-реактивные средства спасения и районы посадки, необходимо было обеспечить ту же скорость в момент разделения ступеней (~1800 м/с) вместо V~2500 м/с, которая была у РН "Зенит".

[SpaceR]

<...>активный участок Зенита 140-150 секунд и скорость при разделении примерно такая же, как у Falcon-9.

У Зенита - 140-150 с  и 2 300 - 2 500 на разделении. Так что от старта улетает меньше.

:shock: Где это Вам столько привиделось?
У двухступенчатого Зенита - 150 секунд и скорость при разделении более 3000 м/с.

Но улетит он действительно меньше. Вторая ступень более тяжёлая.

У Зенита скорость при разделении ступеней действительно около 2500 м/с, а дальность ещё меньше за счёт высокой тяговооруженности первой ступени которая и определяет такой короткий активный участок.

 http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/kb-ujn/05.html

Чтобы использовать те же парашютно-реактивные средства спасения и районы посадки, необходимо было обеспечить ту же скорость в момент разделения ступеней (~1800 м/с) вместо V~2500 м/с, которая была у РН "Зенит".

Вы кому это рассказываете?      

З.Ы. Уточняю, я имел в виду абсолютную скорость относительно центра Земли (т.е. с учетом всех потерь и прибавки от вращения).

[Дмитрий В.]

По моим расчетам у Зенит-2 Скорость при разделении (без учета возможных пространственных маневров при пуске на наклонение 46 град)
- в стартовой подвижной СК 2873 м/с
- в стартовой неподвижной СК 3140 м/с.
Длительность АУТ 1-й ступени 134 с. Но это без учета дросселирования для ограничения Nxmax.

[Lamort]

Вы кому это рассказываете?      

З.Ы. Уточняю, я имел в виду абсолютную скорость относительно центра Земли (т.е. с учетом всех потерь и прибавки от вращения).

В случае возврата на место старта интересна скорость относительно точки старта.

[SpaceR]

Для этого можно брать первое число из приведенных Дмитрием В., оно недалеко от истины.

Но это всё детали, а общая суть такова, что запас кинетической энергии у ступени колоссальный, и это оставляет ей мало шансов на многократное использование.

К примеру, большинство ступеней Зенита взрываются от резкого перегрева, но некоторые успевают прогореть раньше, и тогда имеют шанс долететь до земли "одним куском".
Видел я один из таких "кусков" на видео - зрелище удручающее. Такое впечатление, что нужна толщина теплозащиты не меньше бурановской.

А Фалкону-9 с его ультралегкой конструкцией, да ещё с учётом большей скорости при разделении, придётся пожертвовать на это порядка половины массы ПГ. И при этом более-менее точно определить, на сколько снизятся затраты на каждый пуск, заранее неизвестно.

Похоже, это поняли и у Маска, потому и появилась эта концепция "Кузнечика" с "рокетбэк манёвром".

[Lamort]

Если первую ступень ракеты Зенит закрутить как SRB, то проблемы с перегревом снимутся, то же можно сделать для Falcon-9.

[avmich]

общая суть такова, что запас кинетической энергии у ступени колоссальный, и это оставляет ей мало шансов на многократное использование.

Можно тормозить почти пустую ступень без ПН раетным двигателем и входить в атмосферу плавно.

Такое впечатление, что нужна толщина теплозащиты не меньше бурановской.

Вариант с теплозащитой тоже может оказаться работоспособным - у неё эффективный УИ больше.

А Фалкону-9 с его ультралегкой конструкцией, да ещё с учётом большей скорости при разделении, придётся пожертвовать на это порядка половины массы ПГ.

Aw, c'mon. Расчёты в студию.

Похоже, это поняли и у Маска, потому и появилась эта концепция "Кузнечика" с "рокетбэк манёвром".

А чем Кузнечик принципиально отличается-то от такого использования первой ступени? 8-\

[Потусторонний]

Элон про скорость разделения у многоразовой версии:
http://www.hobbyspace.com/nucleus/index.php?itemid=35508

"For an expendable Falcon 9 rocket, that is around Mach 10. For a reusable Falcon 9, it is around Mach 6, depending on the mission."
"The payload penalty for full and fast reusability versus an expendable version is roughly 40 percent"

То есть как, падение с 3 км/с до 1800 м/с (с учетом скорости звука на высоте и плюс-минус три лаптя)?

~~~
Некоторые вопросы, представляющие интерес:
. / - Для обеспечения питанием возвращение к запуску сайт, первая спупень будет разделятся на меньшей скорости: «Для одноразовой ракеты Falcon 9, она составляет около Mach 10, для многоразовой Falcon 9, около Mach 6, в зависимости от условий запуска".
/ - Это означает, что меньше полезной нагрузки на орбиту: "Полезная нагрузка уменьшается для полной и быстрой многоразовой против одноразовой версии примерно на 40 процентов"
/ - Но быстрая оборачиваемость и небольшие затраты топлива к стоимости означает огромную общую экономию "даже с учетом уменьшения ПН при повторном использовании, теоретически в сотни раз" (при максимальной повторяемости пусков).
/ - Быстрое повторное использование позволяет получить высокий уровень чаторты полетов, которые могли бы снизить затраты ниже $ 100 за фунт ПН. Но при "низкой частоте полетов, улучшения все еще, вероятно, будет только 50 процентов. Для Falcon Heavy, это будет означать, цена за фунт на орбиту менее $ 500".
/ - Элон ожидает оборачиваемость для первых ступеней, чтобы пуски повторялись через "одну цифру часов".
/ - В связи с ограничение смещения трассы орбиты, вторые ступени должны буть на орбите до момента когда трасса снова пересечет положение стартовой площадки. Это может означать до 24 часов на орбите, прежде чем ступень вернется.
/ - Это позволит "Несколько рейсов в день для первой ступени и боковых ускорителей" и "По крайней мере, один рейс в день на верхней ступени"
/ - Он ожидает, что они будут пускать прототип первой ступени Кузнечик несколько раз в этом году и перейти сверхзвуковую скорость в четвертом квартале года.


Вместо затрат на транспортировку баржи Элон предпочел маневр возврата для низшей ступени.
24 часа на орбите для 2 ступени многие ожидали :wink:
Можно ожидать анимашки с  reusable Falcon Heavy

Следует ли ожидать увеличения второй ступени?:roll:

[SpaceR]

общая суть такова, что запас кинетической энергии у ступени колоссальный, и это оставляет ей мало шансов на многократное использование.

Можно тормозить почти пустую ступень без ПН раетным двигателем и входить в атмосферу плавно.

Не получится "почти пустую" - она должна нести в себе весь запас топлива, требуемый на рокетбэк и последующую мягкую посадку. Да и сама "пустая ступень" потяжелеет из-за всех навесок.

Такое впечатление, что нужна толщина теплозащиты не меньше бурановской.

Вариант с теплозащитой тоже может оказаться работоспособным - у неё эффективный УИ больше.

Только цена сумасшедшая.

А Фалкону-9 с его ультралегкой конструкцией, да ещё с учётом большей скорости при разделении, придётся пожертвовать на это порядка половины массы ПГ.

Aw, c'mon.

Не понимаю.

Расчёты в студию.

А Вы их оплатите?  
Задача весьма нетривиальна, и к тому же с кучей неопределённостей (в части необходимого набора данных и их точности).
Я сделал вывод на основе чужих решений подобных задач, по которым некоторые данные имеются.

Похоже, это поняли и у Маска, потому и появилась эта концепция "Кузнечика" с "рокетбэк манёвром".

А чем Кузнечик принципиально отличается-то от такого использования первой ступени? 8-\

"Такое использование первой ступени" как раз и превращает её в "Кузнечика".

[SpaceR]

. . .
Следует ли ожидать  ...

Имхо следует ожидать, что никто со стороны на эту аферу нормальных денег не даст (даже NASA), а на свои крохи они ещё лет 7-8 будут копаться, если не забросят ещё раньше.
А что касается фантазий долларового характера, то тут вообще ничего из вышеприведенного можно не ожидать.

[Lamort]

. . .
Следует ли ожидать  ...

Имхо следует ожидать, что никто со стороны на эту аферу нормальных денег не даст (даже NASA), а на свои крохи они ещё лет 7-8 будут копаться, если не забросят ещё раньше.
А что касается фантазий долларового характера, то тут вообще ничего из вышеприведенного можно не ожидать.

DC-X сделали за 59 миллионов долларов, допустим, деньги подешевели раза в три, значит нечто подобное можно сделать за 150 миллионов долларов.
 Учитывая то, что одноразовая ракета и так делается для других целей, возможно демонстратор будет и с доставкой полезной нагрузки на орбиту.

[avmich]

Aw, c'mon.

Не понимаю.

В вольном переводе - "да ладно Вам, не может быть".

Расчёты в студию.

А Вы их оплатите?  :)
Задача весьма нетривиальна, и к тому же с кучей неопределённостей (в части необходимого набора данных и их точности).
Я сделал вывод на основе чужих решений подобных задач, по которым некоторые данные имеются.

Хм. Работающих прототипов особенно не было. А расчёты - дело такое, тут надо как-то иллюстрировать выводы, показывать, почему это сверхлёгкая ступень - то есть, сухая масса которой сравнительно (по сравнению с другими, не сверхлёгкими ступенями) мала по сравнению с её, этой ступени, ПН - будет требовать так уж много топлива для торможения и полёта обратно.

Не очень понятно, почему такая ступень должна так много ПН терять. Ну то есть, если исходно мы разогнали массу ПН и массу почти пустой ступени до скорости А, и нам надо эту скорость у ступени погасить - то, поскольку ступень сверхлёгкая, как мы считаем, то масса, которую надо затормозить, сильно меньше, чем масса, которую мы разгоняли, и чем легче ступень, тем тормозимая масса меньше.

Ну и учтём, что тормозить надо только горизонтальную скорость - вертикальная сама упадёт. А у первой ступени горизонтальная скорость невысока - по сравнению с более высокими ступенями. Кроме того, многоразовая первая ступень часто набирает меньшую - в проектах - скорость, чем одноразовая, что ещё снижает горизонтальную скорость.

В общем - сомнительное заявление, почему и хотелось бы обоснований покрепче. А то просто сказать - так неинтересно. Неубедительно.

[Lamort]

Масса ступени после разделения возрастёт раза в три, но это не самое скверное, хуже то, что такая схема требует большой второй ступени, в результате чего ещё больше падает масса полезной нагрузки на орбите.

 Названные выше 40% от классической схемы по которой сейчас построен Falcon-9 это хороший результат.

 Надо учитывать ещё одно обстоятельство, если в теперешней схеме вторая ступень мала и средства обеспечения возвращения ступени будут, соответственно, весить мало, то в случае большой второй ступени ситуация будет хуже.

 В общем могу сказать своё мнение, - задача "садиться на то же самое место" дурацкая.

[Valerij]

Названные выше 40% от классической схемы по которой сейчас построен Falcon-9 это хороший результат.

Маск, вроде, говорит о 60% (снижение ПН на 40%). Тем не менее согласен - даже 40% ПН очень неплохой вариант.

Надо учитывать ещё одно обстоятельство, если в теперешней схеме вторая ступень мала и средства обеспечения возвращения ступени будут, соответственно, весить мало, то в случае большой второй ступени ситуация будет хуже.

А теперь представьте многоразовые Фалькон Хэви и Фалькон9 Хэви. В этом случае такие ракеты обретают новый смысл. Кстати, вернуть боковые блоки, но сжечь центральный будет намного проще, ПН упадет незначительно, а расходы упадут серьезно. Это может быть временным решением.

Во всех этих случаях "наверх" так и просится относительно легкий крылатый орбитер, с довыведением на своем топливе. Но такой орбитер не подходит для Марса

В общем могу сказать своё мнение, - задача "садиться на то же самое место" дурацкая.

Не могу так сказать. Во всяком случае для боковых блоков "* Хэви" ракет это может быть оправдано, а потом можно накопить ракет для обеспечения полетов, подготовить баржу или посадочную площадку где-то в Африке.....

[Потусторонний]

Дракон-кузнечик.

[SpaceR]

Aw, c'mon.

Не понимаю.

В вольном переводе - "да ладно Вам, не может быть".

Это так сейчас пишут слова "не рассказывайте сказки"?

Расчёты в студию.

А Вы их оплатите?  
Задача весьма нетривиальна, и к тому же с кучей неопределённостей (в части необходимого набора данных и их точности).
Я сделал вывод на основе чужих решений подобных задач, по которым некоторые данные имеются.

Хм. Работающих прототипов особенно не было.

Потому и не было. Расчётов оказалось достаточно, чтобы подтвердить бессмысленность идеи.

А расчёты - дело такое, тут надо как-то иллюстрировать выводы, показывать, почему это сверхлёгкая ступень - то есть, сухая масса которой сравнительно (по сравнению с другими, не сверхлёгкими ступенями) мала по сравнению с её, этой ступени, ПН - будет требовать так уж много топлива для торможения и полёта обратно.

Ок, проиллюстрировать можно.
Начнём с того, что от лёгкости ступени законы гидрогазодинамики не изменятся, и ступени нужно нести на себе невырабатываемые остатки топлива (1). Далее - нужно иметь достаточную теплозащиту (2), чтобы это топливо смогло нормально использоваться двигателем, а конструкция полностью сохранила прочностные свойства.
Кроме того, её конструкция потребует как усиления (3а) под другие нагрузки, так и доработок (3б) под повторное включение, под установку посадочных опор, механизмов их выдвижения, дополнительной СУ, и т.п. И само всё это хозяйство (4) тоже будет изрядно весить.

Кроме того, раз уж мы взялись спасать ступень, необходимо гарантировать, что запаса топлива хватит на мягкую посадку, а в условиях реактивного приземления с земной силой тяжести этот гарантийный запас (5) будет составлять не такую уж и малую величину.
Ну и где после всех этих "довесок" окажется масса "сверхлёгкой" ступени? Она возрастёт более чем вдвое! (имхо).
И это мы ещё не начали считать то самое топливо, которое ей потребуется для самого рокетбэка.
 

Не очень понятно, почему такая ступень должна так много ПН терять. Ну то есть, если исходно мы разогнали массу ПН и массу почти пустой ступени до скорости А, и нам надо эту скорость у ступени погасить - то, поскольку ступень сверхлёгкая, как мы считаем, то масса, которую надо затормозить, сильно меньше, чем масса, которую мы разгоняли, и чем легче ступень, тем тормозимая масса меньше.

Выше описал подробно. Конечно тормозимая масса меньше, но всё топливо, потраченное на торможение, нормальная (не рокетбэковая) ступень тратит как раз на разгон.

Ну и учтём, что тормозить надо только горизонтальную скорость - вертикальная сама упадёт. А у первой ступени горизонтальная скорость невысока - по сравнению с более высокими ступенями.

Откуда столь глубокие познания по распределению скоростей первой ступени оптимальной двухступенчатой РН?  
Вы хоть раз спредшит видели?
Если бы видели, и заглядывали в столбики распределения ХС на гориз. и верт. (у двухступенчатого моноблока), такого бы не говорили.
Что касается вертикальной - так её как раз не гасить надо, а наоборот, даже немного увеличивать.

Кроме того, многоразовая первая ступень часто набирает меньшую - в проектах - скорость, чем одноразовая, что ещё снижает горизонтальную скорость.

Естественно меньшую - ей же всю эту фигню (см. п. 1-5) ещё приходится разгонять.
Да ещё и запас топлива, рабочего и гарантийного - для безопасного и гарантированного возвращения и посадки.
По сти, всё это отжирает у этапа первой ступени самые важные и ценные килограммы топлива и секунды разгона, в результате 1я ступень в состоянии дать второй существенно меньшую скорость, что по цепочке тянет увеличение требуемого ХС второй ступени, да ещё и рост гравпотерь.

В общем - сомнительное заявление, почему и хотелось бы обоснований покрепче. А то просто сказать - так неинтересно. Неубедительно.

Да не собираюсь я Вас убеждать.
Если человек очень хочет во что-то верить, то его и выездная сессия академии с пачкой документов вряд ли сможет образумить.

Кстати говоря, Вы и сами весьма "преуспели" в части доказательства тезиса о реальности создания РН командой из 20 любителей и возможности собственного создания такой команды. [/size]

[Lamort]

SpaceR вы не совсем правы.

 Идея Элона Маска с возвращением первой ступени на исходную площадку может быть неплохо реализована для ракеты вроде 3xFalcon-9 с переливом, она предположительно будет иметь полезную нагрузку как Falcon-9 в теперешнем варианте.

 Однако надо будет возвращать с орбиты очень большую вторую ступень, что вообще непонятно как сделать.

 Если реализовать то, что показано на анимации SpaceX, то полезная нагрузка будет тонны 3 наверно, - "это неинтересно".